автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Методологические основы решения задач летной эксплуатации воздушных судов с системами автоматического управления

ргб оа

г

" Ъ О

На правах рукописи УДК 629.735.015.681.3

ГРЕБЁНКИН АЛЕКСАНДР ВИТАЛЬЕВИЧ

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ ЛЁТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ С СИСТЕМАМИ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

Специальность 05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации иа соискание учёной степени доктора технических наук

Москва - 2000

РяГюга выполнена п Московском государственном техническом университете гражданской авиации н в Егорьевском авиационном техническом колледже гражданской авиации.

Научным консультант - доктор технических наук, профессор МГТУ ГА

Ципснко В.Г.

Официальные оппоненты - 1. Академик Академии транспорта РФ,

доктор технических наук, профессор Барзилович ЕЛО.

2. Доктор технических наук, профессор ВВИА им. U.E. ЖукоЕского Бушусв В.И.

3. Доктор технических наук, профессор, ректор Муниципального института г. Жуковского Живетнн В.Б.

Ведущая организация - Государственный научно-исследовательский ин-

ститут гражданской авиации

Защита диссертации состоится __ 2000 года в аудитории 4 "Р"

на заседании диссертационного совета Д 072. 05. 01 в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу: 125838, г. Москва, Кронштадтский бульвар, д. 20.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ ГА. Автореферат разослан

"ИЗ" /О 2000 г.

Заверенный отзыв просим направлять по указанному адресу на имя учёного секретаря диссертационного совета.

Учёный секретарь диссертационного совета Д 072.05. 01

д.т.н., проф. 1 с _ С.К. Камзолов

"с.

/

0535.4-Ш. 0J&-54)5,0

ОГ.ЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Приоритетными направлениями в деятельности гражданской авиации (ГА) в настоящее время остаются безопасность полётов (БП), регулярность выполнения рейсов и экономическая эффективность перевозок. Высокая эффективность эксплуатации и БП неразрывно связаны друг с другом и непосредственно зависят от качества воздушного судна (ВС), его функциональных систем (ФС) и экипажа, управляющего им. Повышение требований к БП, непрерывное усложнение решаемых системами автоматического управления (САУ) функциональных задач с одновременным ограничением роста затрат на их разработку обуславливает необходимость дальнейшего развития общей системы математического моделирования путём создания и внедрения в практику адекватной математической модели (ММ) эргаткческой системы "ВС - САУ - Экипаж —Окружающая среда". В этой связи актуальным является разработка новых методов исследования функциональных возможностей такой системы (особенно на взлётно-посадочных режимах) в ожидаемых условиях эксплуатации (ОУЭ) и особых ситуациях (ОС), включая разработку новых методов идентификации параметров и на этой основе синтеза законов управления, физических закономерностей силового взаимодействия управляемого объекта со средой и всеми её проявлениями.

Ввод в эксплуатацию самолётов нового поколения требует пересмотра общей системы математического моделирования динамики управляемого полёта ВС. Достаточно сказать, что широкое использование различных САУ, постоянное расширение их функциональных возможностей, оказывает существенное влияние на собственные характеристики самолёта, характеристики его устойчивости и управляемости, а также оказывает влияние на характер лётной работы. Адекватное моделирование, игнорируя эти особенности, становится невозможным. В решении задач ЛЭ ВС с САУ следует провести оценку влияния техники активного управления на характер лётной работы и возможности ВС. Техника активного управления определяется совокупностью средств, методов и целей управления, влияющих на БП и эффективность ЛЭ ВС. Актуальным является задача дальнейшего повышения уровня безопасности полетов (УБП) самолетов, использующих технику активного управления, расширение диапазона их ЛЭ.

Качество самолёта характеризуется тремя основными свойствами:

1.' Устойчивость,

2. Управляемость и манёвренность, •

3. Надёжность планера, двигателей и безотказная работа ФС, включая САУ.

-4В адекватной оценке первых двух свойств решающее значение приобретает учёт функциональных возможностей САУ и экипажа, как основного звена контура управления полётом.

Качество экипажа определяется его теоретической и практической подготовкой, по-нимаиием динамики движения самолёта в различных ситуациях, знанием соответствующих инструкций по лётной эксплуатации (ЛЭ) и умением грамотно эксплуатировать САУ на основе оптимального использования ресурсов кабины.

Поскольку вопросы устойчивости, управляемости и БП летательных аппаратов тесно связаны между собой, то для обеспечения хороших показателей этих качеств необходимы методы как теоретических, так и экспериментальных исследований взаимно дополняют друг друга. Все трудности в изучении и понимании этих проблем вытекают из большого числа параметров и эксплуатационных ограничений, влияющих на режим полёта, режимы работы САУ и действий экипажа в конкретной ситуации. Поэтому в некоторых случаях полёта из-за ошибок в пилотировании и ошибок в эксплуатации САУ возможно попадание самолёта на критические режимы полёта, которые могут усугубляться сложными метеоусловиями, отказами ФС самолёта, недостатками эффективности рулевых поверхностей и т.д. Это всё приводит к дополнительным трудностям в эксплуатации самолёта, к снижению его лётно-технических характеристик (ЛТХ) и УБП.

Современные методы исследования движения самолёта, оснащённого САУ, на всех этапах полёта базируются на системном подходе к проблеме обеспечения БП, который позволяет рассматривать и прослеживать большое число условий, связей и факторов, влияющих на возникновение, ход и исход особых ситуаций полёта. Системное представление достигается построением единой модели изучаемых явлений и системной организацией исследований. Системная организация означает непрерывное планирование и управление разработкой проблемы БП на всех этапах полёта с применением современных методов.

Основными направлениями исследований указанных проблем в настоящее время является лётный эксперимент, исследования в аэродинамических трубах и математические средства, включающие аналитические методы, моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Здесь важен системный подход, предполагающий комплексное решение задачи:

- определение стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик (АХ) самолёта и его органов аэродинамического управления;

- разработка методов комплексного исследования систем автоматического управления в различных условиях эксплуатации;

-5- математическое моделирование динамики движения самолёта, управляемого экипажем и/или автоматическими системами; - лётный эксперимент.

Математическое моделирование управляемого полёта самолёта является венцом всех аэродинамических и конструкторских решении и позволяет до начала лётных испытаний (ЛИ), в процессе их проведения и по окончании в ходе эксплуатации самолёта проводить исследования поведения самолёта в различных условиях эксплуатации, работоспособности его ФС на всех возможных режимах. Хотя теоретические основы построения и применения математического моделирования движения ВС различного типа всё ещё находятся в стадии разработки и становления, тем не менее, как уже показывает практика, математическое моделирование полёта самолёта является наиболее перспективным методом определения его характеристик.

Успешное создание ММ управляемого движения самолётов различного типа невозможно без хорошо организованного системного анализа методов, развиваемых в базовых науках (аэродинамике, динамике полёта, теоретической механике, теории автоматического управления, теории упругости) и позволяющих последовательно, в зависимости от заданного аргумента определять все кинематические параметры движения и величину управляющих сигналов от экипажа и/или автоматических систем. Однако такой общий подход к проблеме математического моделирования делает задачу довольно сложной и трудно обозримой, т.к. поставленная задача имеет большую размерность по количеству параметром объекта (самолёта, систем автоматического управления, окружающей среды и т.д.), режимов полёта и исходных данных. Тем не менее, решение именно такой большой и сложной задачи позволяет иметь достаточную гарантию её адекватности, которая может быть проверена и уточнена по результатам ЛИ.

В настоящее время во многих организациях ГА и МАП разработаны с теми или иными допущениями полные математические модели самолёта, включающие модель работы САУ, демпферов и модель управляющих воздействий лётчика. Характерным для большинства этих работ является трудность замыкания общих уравнений движения самолёта, которые преодолеваются путём задания законов управления и дополнительных соотношений, полученных из эксперимента. Дополнительные трудности возникают в связи с разработкой и внедрением на современных самолётах различных многофункциональных систем автоматического управления. Это оставляет проблему создания адекватных ММ управляемого движения самолётов по-прежнему открытой и одной из основных.

К настоящему времени уже опубликовано достаточно много материалов, посвященных решению частных задач движения ВС в нормальных и сложных условиях взлёта и

посадки, управляемых человеком или САУ. В этом направлении успешно работают многие научные коллективы, как в России, так и за рубежом, среди которых следует отметить школу профессора Белоцерковского С.М. (ВВИА им. Н.Е. Жуковского), школу профессора Тотиашвили Л.Г. (РАУ, РО ГОСНИИ ГА), школу профессора Ципенко В.Г. (МГТУ ГА), школу профессора Колесникова Г.А. (МАИ). Серьёзные работы ведутся научными коллективами, возглавляемыми: Страдомским О.Ю. (ГОСНИИ ГА), Бюшгенсем Г.С. (ЦАГИ), Егоровым В.И. и Муравьёвым Г.Г. (АК им. C.B. Ильюшина), Кащеевым А.Б. (АК им. А.Н. Туполева), Кербер О.Б. (МИЭА), Мееровичем Г.А. (ЛИИ), Касьяновым В.А. и Ударцевым Е.П. (КГТУ ГА).

В тоже время, ввод в эксплуатацию самолётов нового поколения, использующих технику активного управления, требует комплексного решения задач математического моделирования функционирования сложных человеко-машинных систем в нормальных и особых условиях полёта. В этой связи актуальным является разработкой новых методов идентификации параметров и синтеза законов управления, математическое моделирование аномальных атмосферных явлений и анализ их влияния на динамику управляемого полёта, адекватное моделирование действий экипажа и работы автоматических систем управления в различных условиях полёта, включая отказы функциональных систем управления и ошибки экипажа.

Недостаточное количество на сегодняшний день надёжных и адекватных результатов по данным вопросам во многом объясняется следующим:

- отсутствием надёжных методов идентификации параметров и на этой основе синтеза законов управления;

- отсутствием адекватной математической модели эффективного функционирования системы "Экипаж - САУ" в различных условиях эксплуатации и особых ситуациях;

- отсутствием достаточного количества теоретических методов анализа и синтеза аномальных атмосферных условий и их влияния на АХ и динамику управляемого полёта самолёта, использующего технику активного управления.

Кроме этого, следует учитывать постоянное совершенствование и расширение функциональных возможностей САУ, направленных на реализацию принципа адаптивного управления, развивающегося на стыке методов идентификации параметров и синтезе законов управления, которые должны быть отражены в комплексных ММ динамики управляемого полёта.

Подводя итоги анализа недостатков существующих методов исследования повышения эффективности лётного эксперимента и уровня БП самолётов, управляемых лётчиком

и/или автоматическими системами, в различных условиях эксплуатации, можно заключить, что они не позволяют в полной мере реализовать все преимущества математического моделирования управляемого движения самолёта и требуют совершенствования, что и нашло отражение в рассматриваемой диссертационной работе.

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследованиях, выполненных автором в Рижском авиационном университете (РАУ), Московском государственном техническом университете гражданской авиации (МГТУ ГА) и Егорьевском авиационном техническом колледже гражданской авиации (ЕАТК ГА) в период 1987-2000 гг.

Ниже приводится краткая характеристика целей, задач, основных результатов диссертационной работы и её содержание.

Цель работы и задачи исследования. Работа посвящена решению имеющей важное в гражданской авиации значение проблемы повышения эффективности лётной эксплуатации и уровня БП самолётов, оснащённых различными САУ, в ОУЭ и ОС полёта, путём разработки новых методов идентификации параметров и комплексного математического моделирования управляемого полёта.

Эффективное использование техники активного управления и решение задач идентификации не возможно без знаний нестационарных характеристик органов аэродинамического управления. В этой связи диссертационная работа направлена на разработку теоретических и экспериментальных методов определения и учёта в ММ нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта и оценку их влияния на динамику управляемого полёта.

Работа посвящена дальнейшему развитию общей системы математического моделирования и направлена на повышение адекватности и качества функционирования эргати-ческой системы "Летательный аппарат - Бортовые вычислительные системы - Экипаж (оператор)- Окружающая среда - Силовое взаимодействие".

Решение указанных проблем позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств casrojiera (в том числе создаваемых искусственным путём) в сложных условиях взлёта и посадки при сохранении или уменьшении объёма ЛИ, до проведения ЛИ давать рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полётов, расширению летных ограничений и делать заключения по соответствию типа или конкретного экземпляра самолёта нормам лётной годности.

Главными задачами работы являлись:

- анализ проблем и путей решения вопроса эффективного функционирования системы "Экипаж - САУ";

-8- разработка и анализ общей системы математического моделирования управляемого движения самолёта, использующего технику активного управления;

- разработка совокупности методов экспериментального определения и учёта в системе математического моделирования нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта, включая эредитарность;

исследование особенностей в формировании нестационарных аэродинамических сил и моментов при квазиступенчатых отклонениях рулевых поверхностей;

- исследование влияния нестационарных АХ рулевых поверхностей на динамику управляемого полёта ВС с САУ;

- расширение ММ управляющих воздействий, путём включения в контур управления моделей автоматической системы штурвального управления (АСШУ) и вычислительной системы управления полётом (ВСУП), включая модель привода рулевых поверхностей;

- исследование поведения АСШУ и ВСУП на различных режимах работы и в различных условия эксплуатации с целью оценки их эффективности и определения путей совершенствования;

- разработка ММ действий экипажа, как основного звена эргатической системы "Экипаж - САУ";

- разработка ММ атмосферных явлений повышенной опасности и оценка их влияния на аэродинамические и динамические характеристики самолёта и его системы автоматического управления (прямая задача) и разработка метода восстановления картины атмосферных возмущений по известным параметрам движения (обратная задача).

Основная идея диссертационной работы состоит в разработке полного, универсального математического комплекса как наиболее дешёвого и доступного средства, позволяющего проводить исследования действий экипажа, самолёта и его систем автоматического управления в широком диапазоне эксплуатационных факторов, а также решать обратные задачи динамики полёта по восстановлению атмосферных возмущений различного типа. Дорогостоящие лётные эксперименты в этом случае используются только для контроля расчётных результатов, подтверждения их достоверности и точности.

Методы исследования. В работе использован комплексный метод исследования, включающий методы численных решений интегральных и дифференциальных уравнений, теории функций и функционального анализа, матричной алгебры и методы экспериментального определения и исследования нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта.

Научная новизна работы состоит в том, что:

1. Поставлена и решена задача оценки эффективного функционирования эргатиче-ской системы "Экипаж - САУ";

2. Поставлена и решена задача экспериментального определения и учёта в ММ динамики управляемого полёта нестационарных АХ рулевых поверхностей, включая эредитарность (влияние предыстории);

3. На основании разработанной методики аэродинамических исследований с использованием специальной модели самолёта с управляемыми закрылками и рулём высоты, проведены комплексные исследования по определению стационарных и нестационарных АХ рулевых поверхностей;

4. На основании экспериментальных данных определены основные закономерности в формировании нестационарных АХ рулевых поверхностей и определено запаздывание в формировании аэродинамических сил и моментов от отклонения закрылков и руля высоты модели самолёта;

5. Определены разностные ступенчатые переходные функции, позволяющие представить в ММ нестационарные АХ рулевых поверхностей в интегральной форме и учесть эредитарность;

6. Поставлена и решена задача реализации ММ комплексных управляющих воздействий системы "Экипаж - САУ";

7. Разработан тренажёрный вариант ММ путём расширения функциональных возможностей ММ системы "экипажа - САУ" за счёт добавления в контур управляющих воздействий сигналов от реального лётчика (оператора) в диалоговом режиме;

8. Разработаны ММ атмосферных явлений повышенной опасности и проведена оценка их влияния на АХ и динамические характеристики самолёта использующего технику активного управления, с выработкой рекомендаций по технике пилотирования.

Достоверность результатов исследований. С использованием ММ автором проводились исследования по оценке влияния эксплуатационных факторов на характеристики взлета, посадки и ухода на второй круг самолетов Ту-134, Ту-154, Ту-204, Ил-62, Ил-86, Ил-96-300, Ил-114 и Як-42. На основании моделирования результатов ЛИ перечисленных типов самолетов проводилась также оценка адекватности ММ применительно к конкретному экземпляру самолета. Сравнительный анализ ЛИ и математического моделирования показал, что модель полно и с высокой степенью достоверности позволяет моделировать конкретные задачи динамики управляемого полета в различных условиях эксплуатации. Исследования в этом направлении показали, что степень адекватности модели, в основ-

ном, определяется полнотой и способом представления используемых характеристик кон кретного моделируемого объекта (включая нестационарные АХ), полнотой и точности воспроизведения условий полета и действий экипажа. Положения, выносимые на защиту:

- теоретическое обоснование и рекомендации по применению комплексного подхо да в решении прямых и обратных задач динамики управляемого полёта с разработ кой моделей совместной работы человека и автоматических систем управления I нормальных и сложных условиях эксплуатации для оценки эффективности ЛЭ г уровня БП;

методика и результаты экспериментального определения нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта;

методика определения разностных ступенчатых переходных функций;

- алгоритм учёта нестационарности в формировании аэродинамических сил и моментов от перемещений рулевых поверхностей самолёта в ММ управляемого полёта самолёта, использующего технику активного управления, и оценка её влияния на параметры движения;

- анализ эффективности работы алгоритмов АСШУ и ВСУП на различных режимах и в различных условиях эксплуатации;

- модель управляющих воздействий экипажа, сценарий вычислительного эксперимента;

- алгоритм учёта и оценка влияния ливневых осадков на АХ и динамику управляемого полёта самолёта с САУ;

- алгоритм учёта и оценка влияния кольцевого вихря на АХ и динамику управляемого полёта самолёта, использующего технику активного управления;

- алгоритм решения обратной задачи динамики полёта по восстановлению атмосферных воздействий в виде дождя и ветра;

- оценка адекватности ММ по результатам специальных ЛИ.

Практическая ценность работы состоит в том, что разработанные теоретические и экспериментальные методы применительно к системе комплексного математического моделирования управляемого движения ЛА позволяют обеспечить дальнейшее развитие и совершенствование общей системы математического моделирование динамики управляемого полёта за счёт:

1. Разработки комплексной методики экспериментального определения и учёта в ММ нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта, включая эредитар-иость;

2. Разработки полной универсальной ММ комплексных управляющих воздействий системы "Экипаж - СЛУ" с учётом выявленных особенностей её эффективного функционирования;

3. Исследовать особенности ЛЭ ЛА и их САУ в ОУЭ и ОС полёта, с учётом нестационарных АХ рулевых поверхностей и управляющих воздействий экипажа;

4. Выполнять работы по анализу эффективности и совершенствованию САУ;

5. Проводить исследования по разработке новых способов пилотирования (включая использование техники активного управления) при моделировании полёта в нормальных и аномальных атмосферных условиях;

6. Обеспечить высокую экономическую эффективность за счет сокращения объёма ЛИ;

7. Проводить анализ особых условий эксплуатации ЛА, оснащённых АСШУ и ВСУП, на взлёте и посадке, которые выходят за рамки разрешённых, с целью разработки атласа предельных эксплуатационных возможностей самолёта;

8. Решать задачи эффективности и оптимизации режимов полёта летательных аппаратов для получения дополнительной информации к существующим Руководствам по лётной эксплуатации (РЛЭ) и выработки первой редакции новых РЛЭ перспективных летательных аппаратов, с последующим уточнением результатами ЛИ;'

9. Давать рекомендации при разработке и совершенствованию Норм лётной годности самолётов (НЛГС) как вновь создаваемых ЛА, так и находящихся в эксплуатации;

10. Проводить предупреждения и расследования авиационных происшествий (АП) и предпосылок (ПАП) к ним с помощью решения обратных задач динамики полёта и на этой основе обосновать рекомендации по обеспечению БП ЛА различного типа;

11. Разрабатывать рекомендации и предложения по пилотированию ЛА в сложных метеоусловиях, включая атмосферные явления повышенной опасности.

Реализация и внедрение результатов работы. Результаты работы систематизированы и обобщены в виде графиков, методик аэродинамических исследований и учёта нестационарности в аэродинамических силах и моментах в ММ динамики управляемого полёта самолёта, оснащённого САУ, алгоритмов функционирования автоматических систем управления и управляющих действий экипажа, алгоритмов аномальных атмосферных явлений и методик учёта их влияния на динамику управляемого полёта самолёта. Основные научные результаты, полученные в диссертационной работе, имеют научное и учебно-

методическое значение, что подтверждается их использованием и внедрением в НИР учебный процесс на кафедре "Аэродинамика, конструкция и прочность летательных апп ратов" (АКПЛА) Московского государственного технического университета гражданскс авиации (МГТУ ГА), на кафедре №15 ВВИА им. Н.Е. Жуковского, в Ульяновском выс шем авиационном училище гражданской авиации (УВАУГА) для подготовки лётного сс става и эксплуатации самолёта Ту-204 (по результатам НИР с Глав. НТУ ФАС) в виде ра; работки ММ самолёта, оснащённого АСШУ и ВСУП, включающей алгоритм учёта нестг ционарньгх АХ рулевых поверхностей, и компьютерной программы переподготовки лёт ного состава на самолёт Ту-204. Результаты диссертационной работы приняты к внедре нию в производственную деятельность ОАО "Аэрофлот - Российские Международны! Авиалинии" в виде предложений по повышению эффективности функционирования сис темы "Экипаж - САУ" и предложений по совершенствованию РЛЭ ВС на этапах взлёта i посадки.

Апробация работы. Диссертационная работа одобрена на расширенном научно-техническом семинаре на кафедре АКПЛА МГТУГА.

Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на Всесоюзной научно-технической конференции по проблемам динамики управления и безопасности полётов (Рига, 1985 г.), IV Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полётов (Ленинград, 1985 г.). Всесоюзной научно-технической конференции по проблемам динамики управления и безопасности полетов (Рига, 1986 г.). Международной научно-технической конференции "Наука и техника гражданской авиации на современном этапе" (Москва, 1994 г, 1996 г.), 1-ой Всероссийской научно-практической конференции по безопасности полетов и государственному регулированию деятельности в гражданской авиации (Санкт-Петербург, 1995 г.), Международной научно-технической конференции "Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники" (Егорьевск, 1995, 1997 г.), 5-ой международной конференции "Aircraft and helicopter's diagnostics AIRDIAG'97" (Польша, Варшава, 1997 г.), Пятом Международном совещании - семинаре "Инженерно - физические проблемы новой техники" (Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998 г.), Международной конференции "AVIATION RELIABILITY (AviaRel'99)" (Латвия, Рига, 1999 г.), Третьей Международной научно-технический конференции "Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники". (Егорьевск, ЕАТК ГА, 1999 г.), IX Международном симпозиуме "Методы дискретных особенностей в задачах математической физики МДОЗМФ-2000" (Орёл, 2000 г.).

Публикация. По материалам диссертационной работы опубликовано 45 печатных работ, включая авторские свидетельства на изобретения и отчёты по научно-исследовательской работе, в которых автор являлся ответственным исполнителем.

Структура и обт.ём диссертационной работы. Работа состоит из введения, семи глав, заключения, списка использованных источников и приложения. Основная часть работы изложена на 403 страницах машинописного текста, всего работа содержит 120 рисунков, 19 таблиц и 132 библиографических названий (из них 14 на английском языке), общий объём работы 420 страницы.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность и научная новизна темы диссертационной работы, сформулированы цели и задачи исследований, указаны основные особенности используемых подходов, приводится последовательность изложепия результатов выполненных исследований.

В первой главе работы выполнен анализ проблем и путей решения вопроса эффективного функционирования системы "Экипаж - САУ". Рассмотрены вопросы, связанные с созданием высокоэффективных САУ, среди которых важное место занимает определение и учёт нестационарных аэродинамических сил и моментов, возникающих как по причине ветровых воздействий на самолёт, так и по причине возмущающих воздействий рулевых поверхностей. Показано, что синтез систем активного управления - это многофакторная задача, для успешного решения которой требуется тщательное исследование динамики самолёта и динамики его системы управления с учётом реальных условий полёта и возможностей оптимальной адаптации к этим условиям. Для повышения уровня БП самолётов, оснащённых САУ необходимы исследования поведения таких систем в условиях воздействия атмосферных возмущений различного характера. Обеспечение безопасности функционирования сложных человеко-машинных систем является одной из наиболее острых проблем. Решение этой и ряда других проблем может быть выполнено при реализации комплексного решения задач динамики управляемого полёта ЛА, оснащённых САУ, с помощью методов аэродинамических исследований и математического моделирования.

Вторая глава работы посвящена вопросу комплексного решения задач динамики управляемого полёта ЛА с помощью математического моделирования. Даётся описание основных компонентов составляющих комплексную математическую модель, позволяющие получить адекватное решение. многих задач динамики управляемого полёта ЛА. Обобщённая структурная схема математической модели показана на рис. 1.

ОБОЕЩЁИНАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА МА ТЕМА ТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ

Рис.1

Проведён анализ представления и учёта в ММ как стационарных, тах и не стационарных АХ, имеющего важнейшее значение для адекватности ММ и создания высокоэффективных САУ. Выполнен анализ исследований в области экспериментального определения и представления нестационарных АХ рулевых поверхностей и намечены основные направления дальнейших исследований. Излагается метод интегрального представления нестационарных АХ, дающий наиболее полную информацию о формировании аэродинамических сил и моментов с учётом влияния предыстории (эредитарности).

- 15В третьей главе работы излагается методика и результаты экспериментального определения нестационарных АХ рулевых поверхностей самолёта с использованием специально созданной модели самолёта с управляемыми закрылками и рулём высоты.

Аэродинамический эксперимент разбивался на два этапа:

• стационарный эксперимент, в ходе которого определялись приращения коэффициентов аэродинамических сил и моментов в зависимости от положения рулен и угла атаки,

• нестационарный эксперимент, в ходе которого определялись зависимости приращений коэффициентов аэродинамических сил и моментов по времени при заданном угле атаки и входном сигнале в виде квазиступенчатых отклонений органов аэродинамического управления.

На .рис. 2 и 3 представлены некоторые результаты экспериментальных исследований стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик закрылков и руля высоты модели самолёта.

Стационарные (а) и нестационарные (Ь) аэродинамические характеристики закрылков модели самолёта Ил-86 ((X - 4'')

Рис. 2

Стационарные (а) и нестационарные (Ь) аэродинамические характеристики руля высоты модели самолёта Ил-86 (= 4 )

Рис. 3

Стационарные характеристики представлены графиками зависимостей приращений коэффициентов подъёмной силы Д(2 и момента тангажа АтПг от углов установки закрылков ^ и руля высоты ¿) е.

Нестационарные АХ пpeдcтaiвлeны зависимостями АС у (/) и АШх ) > обусловленные заданными законами перемещений закрылков и руля высоты 5по

времени. Приращение момента тангажа Аш~ определялось относительно 25 % САХ крыла модели самолёта.

Разности АСУо{() АСу {дз{{)) " А/Иг(0 -Ат2{дз{1)) в интервале времени существования нестационарности при отклонении закрылков и руля высоты приведены в виде графиков на рис. 4 и 5 соответственно. Значения этих разностей определялись

¿о 1 /-0

для диапазона углов атаки от _4 до ] .

Отклонение закрылков. Нестационарные добавки к Д (2 и АУП-

Отклонениеруля высоты. Нестационарные добавки к АСУ и АТП

У а

Зависимости, показанные на рис. 4 и 5, наглядно иллюстрируют существование нестационарных различий между нестационарными и стационарными приращениями коэффициентов подъёмной силы и момента тангажа, обусловленных отклонениями закрылков и руля высоты модели самолёта.

Эти различия существуют во всём диапазоне рассмотренных углов атаки, и просматривается тенденция к их увеличению на больших отрицательных и положительных углах атаки.

Влияние углов атаки на величину аэродинамического запаздывания формирования стационарных значений приращений ^Су и АШ:' соответствующих определённым

углам установки руля высоты и закрылков, проявляется в изменении величин ДСЛ(0 -АСу (3«{()) и Дтг (0-Атг (¿'«(0) в и™Фвале времени существования нестационарности (от начала перемещения рулевой поверхности до момента времени полного исчезновения нестационарных добавок к и Ашх после прекра-

щения её движения). Следует отметать, что в ходе эксперимента во всём исследуемом диапазоне углов атаки закон отклонения руля высоты и закрылков сохранялся неизменным. Это позволило выявить закономерности влияний изменения угла атаки и структуры обтекания на нестационарные АХ руля высоты и закрылков для конкретной компоновки самолёта при прочих равных условиях.

Для практического использования данных аэродинамических исследований с целью учёта влияния нестационарных АХ рулевых поверхностей на динамику управляемого полёта самолёта необходимо определить разностные ступенчатые (или импульсные) аэродинамические переходные функции, позволяющие учесть влияние предыстории.

Метод определения разностных ступенчатых переходных функций основан на свойстве линейных систем, для которых справедлив принцип суперпозиции, т.е. возможность представления реакции на любое входное воздействие в виде суммы реакций от ступенчатых функций, имитирующих закон изменения входного воздействия по времени.

Экспериментальные исследования показали, что запаздывание в формировании аэродинамических сил и моментов при квазиступенчатом отклонении закрылков и руля высоты модели самолёта Ил-86 составило в среднем = 0,01 с. Это время определяет запаздывание в переходе нестационарных значений ДС^ (?) и АтПг(?) к их стационарным (установившимся) значениям. Этим временем определяется продолжительность существования разностных ступенчатых переходных функций, т.е. определяется глубина

памяти динамической системы или эредитарность. Для ограниченного времени существования эредитарности для линейных систем справедливо выражение:

ф-сШМ'-г)"^

л . <"

где Си) - приращение коэффициента подъёмной силы ДС или момента тангажа

У а

ДШ- в Функции времени (текущие значения);

- чакон отклонения закрылков или руля высоты (входное

воздействие);

| - стационарные (ожидаемые, установившиеся) приращения Д£ или

¿\fft_, вызванные отклонениями закрылков или руля высоты в данный момент времени;

—т) - разностная ступенчатая переходная функция, принимающая значения: •^ДС И ^Лт ' для слУчая исследования реакции на отклонение закрылков,

-^ДС И ^Дт "д11я слУчая исследования реакции на отклонение руля высоты.

Для расчёта разностных ступенчатых переходных функций, интеграл (1) представляется конечной суммой, определяемой временем запаздывания и числом разбиений интервала времени запаздывания. Числом разбиений интервала времени запаздывания определяется точность получаемых значений разностных ступенчатых переходных функций. В качестве реакций на входное воздействие, представленное зависимостями £> и

§ и ) , использовались значения величин нестационарных добавок к ДС„ и &1Т1- ■ в \ / уа

Значения разностных ступенчатых переходных функций определялись для моментов времени, обусловленных величиной шага Д^- . Первое значение разностной ступенчатой переходной функции определяется действием одной ступенчатой функции, имитирующей входное воздействие в момент времени Д Г • В этом случае реакция линейной системы будет определяться суммой:

С(Г|) -ф(г,)) =S0-A^iSrS0)-A0- (2)

Так как ¿)0 = 0° (из условия эксперимента), то из выражения (2) легко определяется значение разностной ступенчатой переходной функции в момент времени Г :

су-ф(л))

J - -. (3)

о I

Если в момент времени ^2=2'Дг входное воздействие представлено двумя единичными ступенчатыми функциями, то реакция системы в этот момент Бремени будет представлена суммой реакций от двух ступенчатых функций:

C{z2)-C{S{ri))=5bAs(SrS,)As(s2-s}Ao- t ' №

То есть к моменту времени Д Г суммарная реакция будет представлена сум-

мой реакций от действия первой ступенчатой функции к моменту и второй ступенчатой функции в момент её приложения. Значение разностной ступенчатой переходной функции к моменту времени ^ будет определяться по выражению:

Аг--£-■ №

'Движение во времени приводит к накоплению ступенчатых функций и, соответственно, значения разностных ступенчатых переходных функций будут представлены суммами реакций от ступенчатых функций, рассмотренных в характерные моменты времени. К моменту времени ^ влияние эредитарности затухает, а значение обращается в

ноль.

Значения разностных ступенчатых переходных функций определялись для времени запаздывания f =0,01 с, которое было определено для модели самолёта.

Значение f , полученное в аэродинамическом эксперименте, пересчитывалось на натурный объект с учётом скорости полёта и разницы в лилейных размерах модели и натуры. Пересчёт основан на равенстве безразмерного времени для модели и натуры:

V »'1нди Ун'Кдн . Tub и

-20В эксперименте скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы поддерживалась равной у^=30 м/с. Характерный линейный размер модели (размер средней аэродинамической хорды крыла) fo =0,0807 м.

Если скорость натурного объекта 1,1 м/с (400 км/ч) и характерный линейный

размер ¡у^ ~1,Ы1 м (самолёт Ил-86), то время запаздывания составит f =0,25 с. Для

расчёта значений A^Jq ■ Ад'т • Аде • Ад^ выбран шаг разбиения интервала времени запаздывания, равный Д у =0,0025 с.

Значения разностных ступенчатых переходных функций в пересчёте на f =0,25 с по-

казаны на рис. 6.

Разностные ступенчатые переходные функции. Отклонение закрылков (а) и руля высоты (Ь)

Ai с,.

О ОО г

яввг.

а Ь

Рис.6

Полученные из эксперимента время аэродинамического запаздывания и значения разностных ступенчатых переходных функций легли в основу методики определения нестационарных добавок к аэродинамическим силам и моментам, вызванным управляющими воздействиями, в задачах ММ динамики управляемого полёта. Расчёт нестационарных добавок ведётся с учётом эредитарности, позволяющей учесть глубину памяти динамической системы, ограниченной временем запаздывания или существования нестационарных различий/т)=/з/

Методика расчёта нестационарных добавок к коэффициентам аэродинамических сил и моментов для произвольного закона перемещения рулевой поверхности поясняется на рис. 7. Для краткости записи и наглядности иллюстрации метода, примем разбиение интервала ^ на 10 равных участков (увеличение числа разбиений позволяет повысить точ-

ность вычислений). Минимальная величина шага по времени Д-Г • в конечном итоге,

обусловлена точностью определения значений разностных ступенчатых переходных функций и шагом интегрирования.

Схема вычисления нестационарных добавок к ДС и Д/?7.

В первом приближении решение системы интегро-дифференциальных уравнений пространственного движения самолёта, учитывающих выявленные нестационарные особенности органов аэродинамического управления, осуществляется методом численного интегрирования с постоянным заданным шагом (определяется числом разбиения интервала и точностью интегрирования).

Значения разностных ступенчатых переходных функций задаются в виде массива десяти их значений в узловых точках на границах участков разбиения.

С начального момента времени осуществляется запоминание первых десяти значений угловых положений рулевых поверхностей в рассматриваемых узловых точках на шаге Дг • Если до момента времени ¡-<п органы аэродинамического управления находились в неподвижном состоянии (Д^ = 0), то в этот момент времени влияние эредитарно-

сти полностью отсутствует и обеспечивается возможность (в случае начала перемещения органов аэродинамического управления с момента времени ¿|0) определения нестацио-

яарной добавки только за счёт задаваемых (или получаемых) законов управления с учётом её накопления и изменения с течением времени. В общем случае законы перемещения рулевых поверхностей могут носить произвольный характер. При известном времени существования нестационарных различий в приращениях аэродинамических сил и моментов от перемещения рулевых поверхностей ((нд), и, опираясь на принцип суперпозиции реакций по величине нестационарной добавки к приращению коэффициента аэродинамической силы или момента - j от ступенчатых функций, суммой которых имити-

руется перемещение рулевой поверхности, учёт нестационарности в ММ осуществляется следующим образом (см. рис. 7):

1. Определяется величина нестационарного добавка к моменту времени :

С10 = (¿г¿о) (¿2-£,)• Аг+^8гА+(¿4-б}Л6+(я5-¿4)'л5+ +- А+(¿7 - А3+{§, - 3} Лг+(39~ 58> А+С5,о - А0 ■

Если в интервале времени от {0 до f¡(¡ рулевая поверхность не перемещалась, то влияние эредитарности отсутствует и, следовательно, С10 = 0;

2. В момент времени /ц = ^|0 + Д % пеРемеЩе||ие рулевой поверхности представлено одной ступенчатой функцией (на шаге Д ). Искомая реакция определяется действием только этой ступенчатой функции, следовательно, рассматривая следующий интервал времени от до ^ (, нестационарная добавка будет определяться выражением:

3. На втором шаге с момента начала перемещения рулевой поверхности, в момент времени (п = [ю + 2-А Т * вх°Д1,ое воздействие будет представлено суммой двух ступенчатых функций. Реакция в этом случае определяется по выражению:

С,2 = , - + (¿12 ~ 1)'Л •

4. В момент времени = £,0 + 3-Дг ВХ°Д>ЮС воздействие будет представлено суммой трёх ступенчатых функций и, следовательно, рассматривая следующий интервал времени от до реакция будет определяться суммой:

С1} = (д1г<510)А2+&,2-дп)А,+&11-ё,2)Ао-

Аналогичным образом определяются реакции системы и во всех последующих моментах времени. Образно говоря, происходит как бы перемещение массива значений ¿} , заключенных в интервале времени £ , по оси текущего времени относительно неизменного массива значений разностной ступенчатой переходной функции. Так, для момента времени (10 реакция определяется по выражению:

Л

При смещении по оси времени на следующий шаг (/20 +Д х )> происходит запоминание следующего значения угла отклонения рулевой поверхности для времени £ с одновременным исключением величины из массива десяти рассматриваемых значений угловых положений рулевой поверхности.

В результате переиндексации массива значений выражение для определения реакции в момент времени будет иметь вид:

Сгг^п-ди)- лАдн-ди)- А6+{516-<5,5)- А5+

Таким образом осуществляется определение нестационарных добавок к коэффициентам аэродинамических сил и моментов в течение всего времени существования управляющих . воздействий. Истинные значения приращений коэффициентов аэродинамических сил и моментов получаются путём добавлений к их стационарным приращениям нестационарных добавок на шаге интегрирования, величина которого в данном случае не меняется и равна величине Д -ц .

Проведено исследование влияния нестационарных АХ закрылков и руля высоты на динамику управляемого полёта самолёта Ил-86. Рассмотрены варианты математического моделирования горизонтального полёта с управлением рулём высоты от САУ на режиме "Стабилизация высоты" при различных частотах колебаний закрылков и различных центровках самолёта. Выполненный сравнительный анализ расчётов динамики управляемого полёта самолёта Ил-86 с учётом и без учёта нестационарных добавок к аэродинамическим силам и моментам органов управления, позволил оценить влияние исследуемой нестационарности на изменения параметров полёта по времени.

Учёт в ММ нестационарности в приращениях аэродинамических сил и моментов, как за счёт отклонений закрылков, так и за счёт отклонений руля высоты привёл к изменению

всех исследуемых параметров. Эти изменения проявились в виде запаздывания по времени приращений подъёмной силы ц момента тангажа и дополнительной колебательности отклонений руля высоты по времени, в случае управления в соответствии с задачей удержания высоты и угла наклона траектории. На рис. 8 приведены некоторые результаты исследований.

Четвёртая глава работы содержит разработку ММ управляющих воздействий автоматических систем управления, в рамках комплексной ММ динамики управляемого полёта, включающую типовую модель работы АСШУ и ВСУГ1, применительно к самолёту Ту-204, органически связанных с моделью пилота. Все управляющие сигналы замыкаются на модель соответствующего привода рулевой поверхности. Совместная работа автоматических систем управления и модели пилота решена автором путём разработки и использования в ММ логического фильтра, согласующего их управляющие сигналы й позволяющего учесть эредитарность. Математические модели АСШУ и ВСУП основаны на алгоритмах, разработанных в Московском институте электромеханики и автоматики (МИЭА) и используемых в бортовых вычислителях для конкретного типа самолёта.

В работе выполнено моделирование работы АСШУ и ВСУП в реальных условиях эксплуатации. Проведено исследование работы ВСУП на режимах "Стабилизация высоты", математическое моделирование работы ВСУП в процессе автоматического захода на посадку и выравнивания (продольный канал управления). Проведённые исследования показали высокую эффективность алгоритмов на всех режимах и для всех рассмотренных ус-

Ш/ллищфяял ткрилхос (У г (0 супралпвяым}уллм алсожл " 0,34)

-----------

с в 0.2 0-* 0.6 0.0 1.0 1.2 1.4 1.6 1.6 2.0 2.2 2.4 2.6 2.В 3.0 ^ с

<5рвг«?рв,,+1-5 й>.+0-011Н "#,> 11© -©*)•

Рис.8

ловий эксплуатации, включая полеты в условиях атмосферных явлений повышенной опасности.

Проведены исследования, показывающие возможность использования разработанного автором математического комплекса не только для оценки эксплуатационных свойств, но и дальнейшего совершенствования алгоритмов ВСУП. На примере самолёта Ту-204 выполнено моделирование работы ВСУП на режиме "Стабилизация высоты" в условиях воздействия вертикальных порывов ветра. Реализация базового алгоритма ВСУП с учётом модели привода руля высоты позволила выявить наличие высокочастотных колебаний руля высоты с малой амплитудой. Для устранения этого недостатка в алгоритм ВСУП автором были внесены изменения: добавлена реакция на скорость изменения угла тангажа на шаге дискретности ВСУП с заданным коэффициентом усиления. Внесённые изменения позволили полностью устранили выявленные высокочастотные колебания без изменения качества решаемой задачи по удержанию заданной высоты (см. рис. 9, 10).

Для модели работы ВСУП на режиме "Посадка", а также для формирования управляющих сигналов модели пилота, даётся описание модели курсоглиссадной системы, позволяющей обеспечить адекватную, устойчивую стабилизацию самолёта на курсе и глиссаде как средствами ВСУП, так и в режиме штурвального управления (см. рис. 11).

Работа ВСУП по стабилизации высоты 400 метров в условиях ветрового воздействия. Сравнение параметров движения с реакцией на скорость изменения угла тангажа (--) и без неё (— )

Рис. 9

Работа ВСУП по стабилизации высоты 400 метров в условиях ветрового воздействия. Сравнение ча-раметров движения с реакцией на скорость изменения угла тангажа (—■) и без неё (—) Ту -204 Сравнение лэра**етраа движения

Рул* еыс* мы

МАЭД/ WWW/ mml mm

/Wt№v пГГ

• • > ) >........fe i.....ь b....... >Ь'......1 Шпур а'......i голяляк А'......i уяляка ......i IÖ.......

ЕРЕМЯ. СЕК

а. орость «i ntpa

OnaöuJ luamop

J У \

/ \ / \

ЕРСМЯ. СЕК

Рис. 10

Схеча ¿*иж*ния самолета mt ¿nucca&e fw^Mi КГС)

Если угол наклона глиссады 0Г больше-0,1° (см. рис. 11),то

Л£рм = 1-10 В других случаях М,рм = -15Дап вросли Д£,рм > X (самолет перед

ГРМ), то вычисляются: • расстояние от ГРМ до центра масс самолёта, измеренное по горизонтали RM-AL?»- L >

высота глиссады = - -RM ■ tan 0r;

расстояние от ГРМ до центра масс самолёта RMG = RM ■

скорость приближения к ГРМ RMG = - ¿ • '

1

COS0r

СС«0г

• отклонение от глиссады по высоте Д// = Н ~ Нг •

Зная эти параметры, можно определить углы на ГРМ, КРМ и скорость изменения этих углов:£г = агс^{/Г/ИМ)+ 0Г. ¿г=\н- ИМ + Я • 1)1 ЯМ ■ ЯМ + Н■ Н,

= ам&{7.1то), ¿,-{г ■ кмс - г ■ ямо^{кмо ■ ямс+г г).

Пятая глава работы посвящена разработке ММ действий человека (лётчика), как основного звена контура управления самолётом. Излагаются методологические основы не-прернвно-дискретного управления самолетом, положенного в основу управляющих воздействии экипажа с учётом выявленных особенностей эффективного функционирования эргатической системы "Экипаж - САУ". Управление самолетом построено по иерархическому принципу и состоит из трех уровней:

1. Верхний уровень (определяется сценарием полета).

На этом уровне выполняется априорное формирование и/или выбор стратегии управления, исходя из конечной цели и условий полета, описанных в полетном задании (сценарии), для всего спектра ожидаемых полетных ситуаций.

2. Средний уровень.

На этом уровне происходит распознавание конкретной полетной ситуации и выбор соответствующей тактики управления объектом.

3. Нижний уровень.

На этом уровне выполняетей многошаговый процесс реализации тактики управления для придания объекту промежуточного целевого состояния. В модели реализованы следующие типы управляющих воздействий:

1) Т - задачи пилотирования. К задачам пилотирования относится управление с наблюдением.

Управление с наблюдением - это управление по типу пилотирования, наведения, навигации, слежения, стабилизации. Это управление представлено многошаговым процессом, каждый шаг которого состоит из следующих действий:

> наблюдение текущего состояния объекта (наблюдение параметров движения с заданным шагом наблюдения);

> ассоциация результатов наблюдений со стратегией управления и принятия решения о выборе очередного управляющего воздействия для реализации задачи пилотирования; реализация выбранного воздействия на шаге управляющего воздействия (шаг управляющего воздействия может быть больше или равен шагу интегрирования или кратным заданной дискретности АСШУ и ВСУП с учётом нестационарных особенностей в формировании аэродинамических сил и моментов от перемещений рулевых поверхностей).

2) Р - процедурное управление (процедуры типа: выпуск-уборка, торможение - рас-тормаживание, включение-выключение, перекладка и др.). Реализуется по закону безударного входа-выхода или линейному закону.

-283) П - программное управление (программы многократных импульсов, "дач" рулей по времени, моделирование результатов летных экспериментов с отработкой реальных перемещений органов управления и т.п.).

Тип управления определяется (задается) в зависимости от распознавания определенных событий полета Е. Для событий полёта даётся описание критериев их распознавания, позволяющих моделировать различные полётные ситуации и особенности восприятия и фиксации событий полёта пилотом.

Задачи пилотирования Т (определяют тип управления) и процедуры Р привязываются к распознанным событиям (т.е. к сценарию).До окончания вычислительного эксперимента неизвестно, в какой последовательности, какие ситуации и тактики управления будут реализованы. Посредством сценария определена только стратегия управления, т.е. отношение между множествами возможных ситуаций и тактик управления. В этом смысле реализации стратегии непрерывно-дискретного управления являются случайными. Пользователь ММ избавлен от программирования в "лоб" сложных каскадов событий и непосредственной увязки их с процессами, т.к. все причинно-следственные связи между дискретными и непрерывными компонентами модели генерируются автоматически по заданным описаниям.

Таким образом, компонентами модели управления являются: планирование стратегии управления и полета самолета (моделирование взлета, посадки, ухода на второй круг и т.п.); распознавание событий полета (Е); наблюдение за текущим состоянием объекта (контроль параметров движения, положение взлетно-посадочной механизации и т.п.); решение задач управления (Т); выполнение процедур управления (Р); реализация программного управления: задач лётного эксперимента и т.п. (П).

На рис. 12 показана схема типового сценария полёта и основных его взаимосвязанных компонентов: событий, задач и процедур управления на посадке.

1. События полёта:

- НАЧАЛО ПОЛЕТА ТУ-204, - ДО ТОЧКИ ВХОДА в ГЛИССАДУ 5000-Улр <325 КМ/Ч. - Упр < 227 КМ/Ч (ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ); ]?5 -ОТКЛОНЕНИЕ ОТ ГЛИССАДЫ ПО ВЫСОТЕ НОЛЬ (ВЫПУСК ШАССИ); -ШАССИ ВЫПУЩЕНО; -Н < 10,7 М (ОТНОСИТЕЛЬНО КОЛЕС); - НАЧАЛО ВЫРАВНИВАНИЯ Н < 10,7 М (ОТНОСИТЕЛЬНО КОЛЕС); - ВЫСОТА 10 7 М (ОТНОСИТЕЛЬНО ЦМ.), - НАЧАЛО ДРОССЕЛИРОВАНИЯ. Н < 9,3 М (ОТНОСИТЕЛЬНО Ц М );

Схема сценария посадки самолёта Ту-204

-29, ■ РУД НА МАЛОМ ГАЗЕ (^руд ^ 2 " ВЫС0ТА 2 м (ОТНОСИТЕЛЬНО КОЛЕС). ]?j 3 - КАСАНИЕ ОСНОВНОЙ ОПОРОЙ (ЛЕВОЙ ИЛИ ПРАВОЙ). -УВЕРЕННОЕ КАСАНИЕ ОСНОВНЫМИ ОПОРАМИ. -КАСАНИЕ ПЕРЕДНЕЙ ОПОРОЙ. - СКОРОСТЬ! 10 КМ/Ч; J?^ - КОНЕЦ ПОЛЕТА Vnp<60 КМ/Ч. -БОЛЬШОЕ РЫСКАНИЕ. |(f| >10

2. Задачи пилотирования:

Tt - СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ, у - УПРАВЛЕНИЕ РУЛЁМ ВЫСОТЫ ПО СИГНАЛАМ КГС. У3 - ВЫРАВНИВАНИЕ ПО ЦЕЛИ. - УДЕРЖАНИЕ ТАНГАЖА КАСАНИЯ, J1} - УДЕРЖАНИЕ ТАНГАЖА НОЛЬ; f 6 - УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ ПО СИГНАЛАМ КГС; У?- УСТРАНЕНИЕ КРЕНА; У? - УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ (/? =0Г, f 9 -УПРАВЛЕНИЕ РУЛЁМ НАПРАВЛЕНИЯ ПО СИГНАЛАМ КГС (НА ВЫРАВНИВАНИИ), у - УДЕРЖАНИЕ РЫСКАНИЯ. У! ! • УСТРАНЕНИЕ РЫСКАНИЯ. У ; -, - УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ ПО СИГНАЛАМ КГС (НА ПРОБЕГЕ)

3. Процедуры управления:

Р{ - УДЕРЖАНИЕ СКОРОСТИ 340 КМ/Ч. Р2 - ПЕРВОЕ ДРОССЕЛИРОВАНИЕ ДО МГ, Ръ ■ УДЕРЖАНИЕ СКОРОСТИ 32S КМ/Ч; р4 - ВТОРОЕ ДРОССЕЛИРОВАНИЕ ДО МГ, р; - ОТКАЗ 2 (ПРИЗНАК). Р6 - ОТКАЗ 2 (ТЯГА 2 В 0); р? - УДЕРЖАНИЕ СКОРОСТИ 227 КМ/Ч. р8 - ТРЕТЬЕ ДРОССЕЛИРОВАНИЕ ДО МГ. Р9 - ВКЛЮЧЕНИЕ МИН РЕВЕРСА, р -ВКЛЮЧЕНИЕ МАКС РЕВЕРСА, р^ - ВЫКЛЮЧЕНИЕ МАКС РЕВЕРСА, Рп - ЗАКРЫЛКИ->3 ГРАД. Рп - ПРЕД-КРЫЛКИ=>19 ГРАД ; - ВЫПУСК ШАССИ, Р]$ • ЗАКРЫЛКИ->37 ГРАД : Pff> - ПРЕДКРЫЛКИ»23 ГРАД ; р^ ■

ТОРМОЖЕНИЕ КОЛЕС. Рп - ВЫПУСК .ВНУТРЕННИХ .ИНТЕРЦЕПТОРОВ; Р19 - ВЫПУСК ТОРМОЗНЫХ ЩИТКОВ; Р20 - ВЫПУСК ЭЛЕРОННЫХ ИНТЕРЦЕПТОРОВ

В основе модели управляющих воздействий.пилота (синтеза задач управления) лежит принцип дискретно-непрерывного ("форсированного") управления, предложенного профёссором Тотиашвили Л.Г. Термин "форсированное" управление объясняется тем, что текущее управляющее воздействие определяется с учётом предыдущего, скорректированного суммарной реакцией на рассогласование между наблюдаемыми и заданными параметрами движения с учётом демпфирующих составляющих:

В направлении развития принципа "форсированного" управления автором диссерта-| ционной работы разработаны и внедрены в практику математического моделирования следующие способы управления:

1. Способ управления по принципу наведения на "цель".

Под "целью" понимается мнимая точка на постоянном удалении от центра масс самолёта, которая движется по заданной траектории. Для реализации способа в задачах управления определяется (или задаётся) расстояние до "цели" и определяются углы между век-

тором траекторией скорости и направлением на "цель" в продольном и боковом каналах управления. Определяется скорость изменения этих углов (см. рис. ¡3).

Расстояние до "цели" влияет на величину угла на "цель", что, в свою очередь, влияет на строгость решения задачи пилотирования и позволяет выйти на моделирование дальности видимости.

Погоня за "целью" (продольный (а) и боковой (б) канал управления)

"*■ V.

Я. ЛЯ ¿X

я, I

"мж'.ХепАОП.

т Я.-Я,

/ =-,с = агсБт

Ь" БШ0 Ец

н

АЯ

и

+ 0,

= 0

Задача управления рулём высоты (выравнивание):

^шк,= Хиъ + Кш, • +КЛг ■ аь+

К. £ £ •„ ^Ц

е-и

Ч/и=агс'е

и

( \ г

[ИГ-г2

Задача управления рулём направления:

Рис.13

2. Способ управления тягой двигателей.

Суть способа сводится к определению положения РУД с учётом его предыдущего положения, скорректированного на величину вычисляемого добавка, который зависит от изменения воздушной скорости, массы самолёта, количества работающих двигателей и производной тяги по РУД. Суть алгоритма поясняется на рис. 14. I

I

По отношению к заданной приборной скорости задаётся область невмеша-

тельства пилота в управление двигателями -ЛУпр' ® случае превышения теку-

щим значением скорости заданного ограничения вычисляется потребное уменьшение РУД на величину:

к-т-У

(1Р '

п-------

руд

где к - коэффициент перерегулирования (в расчётах принято к = 1,5); т- масса само- ёР

лета; п- количество работающих двигателеи;--производная тяги одного двигате-

с15 рУл

ля по положению РУД.

Схема вмешательства пилота в травление двигателями

У ,ХН*'ч

V >0 у <0

Ущ^'^Ущ у V <0 ' ^ир ^Идр *Д!' яр V >0

¿руд, ^руд.-Л^^руд, Рис.14 . ~спец + А(ЗРУд

Скорость перемещения РУД ограничивается приёмистостью двигателя. Индивидуальные особенности лёттака, его опыт и манера управления по удержанию заданной величины приборной скорости учитывается при изменении величины дискретности проверки наблюдаемых параметров движения и выработки управляющего сигнала. Кроме этого, заложенная возможность изменения зоны невмешательства в управление тягой по величине рассогласования значений текущей и заданной приборной скорости позволяет влиять на строгость в управлении.

Для задач пилотирования даётся описание способов моделирования индивидуальных особенностей пилота, его характера, настроения и умения управлять самолётом в различных условиях полёта. Любая задача пилотирования включает в себя определение реакции лётчика на совокупность наблюдаемых параметров движения. Для каждого параметра движения может быть задан шаг наблюдения, границы невмешательства и нечувствительности. С одной стороны, эти параметры позволяют моделировать особенности конкретных приборов, регистрирующих параметры движения, с другой стороны, подбирать опти-

мальные законы управления в решении конкретных задач пилотирования (см. ри( 15...18).

Влияние шага вмешательства в управление на решение задачи пилотирования

&1\ия0

Д1Г.М-0-3

ти-зсм. реалльтити ншЕ/исиииия

Рис. 15

Влияние изменения реакции на наблюдаемый параметр движения (изменение реакции на вертикальную скорость в задаче управления рулём высоты)

ТУ-20*. РЕэилыяти мщклироеямия

У

А

-С ' \

' \ / \

IV«.«. <шЦ| агт 1 Рг»». 2

» г \ ¿Г]

-" \ Л

- 1

----Л 7

ХШК|=ХШКЫ+3,5-^+0,75-^+3,5-^+0,75Я + 0,2-(#-400) +0,2-Пу

Вариант I Граница невмешательства - 0, Граница нечувствительности - 0.

Вариант 2 Граница невмешательства - 0,5 м/с, Граница нечувствительности-0,1 м/с.

Рис. 16

Влияние шага вмешательства в управление тягой двигателей

Ти-204. РЕЗУ1ЬТЯТМ моделирования

N /

л \^ ~~ — -1---'

/ СКОРОСТЬ ВЕТРА ШПЧ. (Ч'НЛЛ СКОРОСТЬ

29 о в 0.......во 1М '120 в*«ПЯ. СО(

л-( А Г™- 5с

г /

\ у

руд У 1 .....е \Л/ по

14 ?

ЁГбМя. св<

Рис. 17

Влияние зоны нечувствительности на управление тягой двигателей

ТУ-204. РЕЗУЛЬТАТЫ МОДЕ/1 ИРОВОМИЯ

1

' г \ АТт Окм/ч

1 i и

\ Л7\л„=1с АУ*т х-1- Ькм/ч -

егсмя. сек

Рис.

, В модели управляющих воздействий лётчика приводится описание различных способов перехода от одной задачи пилотирования к другой при управлении одним и тем же органом управления. Показано, что способ пересчёта всех коэффициентов усиления при переходе от одной задачи пилотирования к другой позволяет моделировать степень нерешительности лётчика при выполнении принятого решения в сложных ситуациях и в условиях проявления отказов ФС. На рис. 19 показано моделирование перехода от задачи 1 к задаче 2 при управлении рулём высоты. Задача 1 реализует удержание заданной высоты полёта:

¥

Задача 2 направлена на удержание глиссады:

i = ,.,+ 1,25-Й; . +1,25-©, + 0,75-f г + 20-ёг

Все коэффициенты усиления с момента старта задачи 2 пересчитываются от нуля ; заданных значений по закону:

К =0,5 -COS <3.14159 -(/ ~t„)/At ))■

где f£m - заданное значение коэффициента усиления; I - текущее время;

fH - момент времени старта события - условия смены задачи пилотирования; - продолжительность переходного периода изменения значения коэффицие! та усиления.

Переход от одной задачи пилотирования к другой по одному вектору управления

= TU-204. РЕЗУЛЬТАТЫ ПШЕЛИГОВВНИЯ

ВЫСОТА .---

L

ЗАДАЧА 1 ЗАДАЧА!

ГЛИССАДА у / J- 1

ШТУРВАЛЬНАЯ WnOHKA |

ЗАДАЧА 1 ДГ = 1с ЗАДАЧА 2 / г

I Ar- V ц <

xr V \ДГ = 10с[ :

\ PVJIl ВЫСОТЫ

Рис.19

В работе даётся описание процедур пилотирования, включённых в модель управляю щих воздействий лётчика, позволяющие придавать органам управления различные фикси рованные целевые положения по заданным законам перемещения и с заданной скоростью.

В качестве одного из возможных вариантов использования разработанного математи ческого комплекса для обучения лётного состава технике пилотирования приводится опи сание ММ управляющих воздействий экипажа в тренажёрном варианте. Даётся описанш

застройки модели и организации диалога в ходе которого реальный пилот отслеживает текущие параметры движения на шаге наблюдения и имеет возможность вводить корректирующие сигналы для перемещения рычагов управления с клавиатуры. При этом возможна совместная работа реального пилота, САУ и всех элементов сценария. Предложен вариант дальнейшего развития тренажерного варианта модели путём визуализации работы пилотажно-навигационного комплекса с помощью методов графического программирования.

Шестая глава работы посвящена математическому моделированию атмосферных явлений повышенной опасности (АЯПО) и содержит разработку ММ ливневого дождя раз-тачной интенсивности и атмосферного явления типа "микровзрыв" (кольцевой вихрь), функционирующих в комплексной ММ динамики управляемого полёта самолётов, осна-лённых САУ. Модель дождя основана на определении изменений коэффициентов аэро-цинамических сил и моментов, вызванных ударным воздействием капель, изменением лероховатостн и волнистости поверхности, омываемой дождём. Модель кольцевого вихря эсиована на моделировании поля скоростей ветра по траектории движения ВС, обусловленного существованием в атмосфере кольцевого вихря. При этом моделируется распре-1еления ветрового воздействия по длине фюзеляжа, размаху крыла самолёта и высоте вертикального оперения. Кольцевой вихрь характеризуется циркуляцией скорости, интенсив-гостью, радиусами кольца и поперечного сечения, положением по отношению к торцу ЗПП. Для моделирования экранного влияния земли рассматривается взаимодействие системы вихрей: основного вихря и его зеркального отображения. Кольцевой вихрь может теподвижно висеть в заданной точке пространства или перемещаться в заданном направ-тении с заданной скоростью. Приводятся результаты и анализ математического моделирования комплексного воздействия дождя и ветра на параметры посадки самолёта Ту-204. 1о результатам моделирования найден способ пилотирования при выполнении посадки в ,-словиях воздействия аномальных атмосферных явлений, опирающийся на координиро-<анное управление внутренними интерцепторами по принципу наведения на подвижную 'цель" совместно с рулем высоты на этапе выравнивания самолёта.

По результатам проведённых исследований установлено влияние дальности видимо-:ти на характер управляющих воздействий. Показано, что снижение видимости приводит с повышению строгости в управлении рулем направления, что позволяет удерживать самолет на оси ВПП при увеличении возмущающих факторов.

Приводится метод решения обратной задачи динамики полёта, позволяющий восста-говить картину ветрового режима и интенсивность дождя по данным МСРП. В основе ме-

тода заложены модели дождя и ветра и преобразования уравнений движения центра ма( самолёта в траекторией системе координат.

В седьмой главе приводятся результаты оценки адекватности математической моде; самолёта, оснащённого системами АСШУ и ВСУП, по результатам специальных ЛИ. Ь основании оцифрованных данных МСРП-А был проанализирован и смоделирован пот самолёта Ту-204 (уход на второй круг с имитацией отказа двигателя). Моделирование В1 полнено путём выявления и применения характерных событий, процедур и задач пилот] рования на подэтапах полёта и использования сигналов курсоглиссадной системы. В[ полнен сравнительный анализ результатов моделирования с записями МСРП-А, позв' ляющий сделать заключение о достоверности получаемых результатов.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

Основные выводы проведённых исследований сформулированы в конце каждой глав диссертации. Общие выводы по работе сводятся к следующему:

1. Проведён аналнз проблем и путей решения вопроса эффективного функционироваш системы "экипаж - САУ", результаты которого легли в основу разработки модели ко1 плексных управляющих воздействий.

2. Предложена общая система математического моделирования управляемого движеш самолёта, использующего технику активного управления.

3. Предложена методика определения разностных ступенчатых переходных функций о нованная на результатах специальных аэродинамических исследований.

4. Предложен метод представления нестационарных аэродинамических характерней рулевых поверхностей в математических моделях, учитывающий влияние эредитарн ста.

5. Предложена методика комплексного аэродинамического эксперимента по определ нию стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик рулевых п верхностей самолёта.

6. Проведены аэродинамические исследования, позволившие:

- определить величину аэродинамического запаздывания в формировании устан вившихся приращений коэффициентов подъёмной силы и момента тангажа щ квазиступенчатых отклонениях закрылков и руля высоты модели самолёта в эк плуатационном диапазоне углов атаки,

обнаружить новые закономерности и особенности в формировании нестациона ных аэродинамических сил и моментов:

♦ обнаружено изменение знака в зависимости приращения коэффициента момента тангажа по времени при квазиступенчатом отклонении закрылков, что свидетельствует о существовании перемещения нестационарного центра давления относительно выбранной точки отсчёта,

♦ обнаружено влияние спутного следа за крылом и мотогондолами на нестационарные АХ горизонтального оперения с подвижным рулём высоты, которое проявляется в появлении и развитии зоны заниженных значений в зависимостях приращений нестационарных добавок к коэффициентам подъёмной силы и момента тангажа по времени и появлению двух максимумов, что приводит, в некоторых случаях, к эффекту превышения нестационарными значениями этих коэффициентов их установившихся (стационарных) значений,

♦ определены значения разностных ступенчатых переходных функций для закрылков и руля высоты, которые совместно с определённым временем аэродинамического запаздывания позволяют учесть эредитарность.

Проведена оценка влияния выявленных нестационарных эффектов на динамику управляемого полёта самолёта Ил-86. Основное влияние нестационарность оказывает на поведение самолёта в режиме автоматического управления. Так как учёт нестационарности приводит к уточнению текущих значений аэродинамических сил и моментов, вызванных отклонениями органов аэродинамического управления и, поскольку, приращения аэродинамических сил и моментов включают предысторию их формирования, то и при определении управляющих воздействий также необходимо учитывать влияние этого фактора.

В диссертационной работе поставлена и решена задача по разработке математической модели комплексных управляющих воздействий системы "Экипаж - САУ". В рамках этой задачи:

разработана обобщённая математическая модель управляющих воздействий автоматических систем управления,

проанализированы и внедрены в комплексную математическую модель динамики управляемого полёта алгоритмы АСШУ и ВСУП, применительно к самолёту Ту-204,

- проведены исследования доказывающие эффективность алгоритмов АСШУ и ВСУП для самолёта Ту-204 в различных условиях эксплуатации и на различных режимах, а также показана возможность использования разработанного математического комплекса для дальнейшего их совершенствования,

-38- разработана математическая модель управляющих воздействий экипажа с учёте выявленных особенностей эффективного функционирования системы "Экипаж САУ".

9. В диссертационной работе поставлена и решена задача математического моделиров ния атмосферных явлений повышенной опасности и оценки их влияния на аэродин мические и динамические характеристики самолёта. Атмосферные явления повыше! ной опасности представлены моделями ливневых осадков и кольцевого вихря. Выпо. нено математическое моделирование посадки самолёта Ту-204 в этих условиях с выр боткой рекомендаций по технике пилотирования, включая использование непосредс венного управления подъёмной силой на этапе выравнивания.

10. Предложена методика определения ветрового режима и интенсивности дождя по и-вестным параметрам движения.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

1. Гребенкин A.B. Способ управления движением самолета при посадке. Авторско свидетельство № 1819805. Заявка № 4772842. Приоритет изобретения от 22.12.8i Зарегистрировано 12.10.92 г.

2. Гребенкин A.B. Летательный аппарат/Авторское свидетельство № 1340010. Заявк № 3340962. Приоритет изобретения от 30.09.81 г. Зарегистрировано 22.05.8 г.(ДСП).

3. Гребёнкин A.B. Математическое моделирование посадки летательного аппарата в условиях ветрового воздействия типа "микровзрыв". Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия: "Аэромеханика и прочность". Москва: МГТУ ГА, 1998, с. 43 - 56.

4. Гребенкин A.B. Комплексное решение задач динамики управляемого движения ле тательных аппаратов в атмосфере и на границе раздела двух сред. - В кн.: Тез докл. 1-я Всероссийская научно-практическая конференция. Безопасность полетел и государственное регулирование деятельности в гражданской авиации. - Санкт-Петербург: Академия ГА, 1995, с.45-46.

5. Гребёнкин A.B. Экспериментальное определение нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта и оценка их влияния на динамику управляемого полёта. Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук. - Рига, 1987, -199 с.

6. Гребенкин A.B. Автоматическое управление тягой двигателя. В кн.: Тез. докл. Международная научно-техническая конференция. Инженерно-физические про-

блемы авиационной и космической техники. - Егорьевск, ЕАТК ГА, 1995, с. 166167.

7. Гребенкин А.В. Моделирование посадки и ухода на второй круг самолета Ил-114 с использованием непосредственного управления подъемной силой. В кн.: Тез. докл. Международная научно-техническая конференция. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники. - Егорьевск, ЕАТК ГА, 1995, с. 168-169.

8. Гребенкин А.В. Оценка адекватности имитационной математической модели "самолет - пилот - среда" по данным специальных летных испытаний. В кн.: Тез. докл. Международная научно-техническая конференция. Наука и техника гражданской авиации на современном этапе. - Москва: МГТУ ГА, 1994, с. 179-180.

9. Гребенкин А.В. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик управляющих поверхностей системы активного управления самолетом. В кн.: Тезисы докл. всесоюзной научно-технической конференции по проблемам динамики управления и безопасности полетов. Рига: 1986, с. 156-157.

10. Грсбёнкин А.В. Экспериментатьное исследование нестационарных аэродинамических характеристик колеблющихся в потоке рулевых поверхностей модели самолета. В кн.: Тезисы докл. IY ВНПК по безопасности полетов. Безопасность и эффективность эксплуатации воздушного транспорта. Ленинград: 1985,с. 48-49.

И. Гребенкин А.В. Вопросы нестационарной аэродинамики применительно к системам активного управления. В кн.: Тезисы докл. 111 НТК молодых ученых РКИИ ГА.-Рига,1984. 1с.

12. Гребенкин А.В. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик управляемых поверхностей системы активного управления. В кн: Математическое моделирование задач динамики и безопасности полетов в ГА. Сборник научных трудов. - Рига, 1987. Зс.

13. Гребенкин А.В. Математическое моделирование ветрового воздействия типа "микровзрыв". В кн.: Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия "Аэромеханика и прочность". - Москва: МГТУ ГА, 1998, 107 с.

14. Гребенкин А.В. Математическое моделирование посадки летательного аппарата в условиях ветрового воздействия типа "микровзрыв". В кн.: Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия "Аэромеханика и прочность". - Москва: МГТУ ГА, 1998, 107 с.

15. A. Grebyonkin Matematical modeling of Tu-204 aircrafï latiding under the conditions of a cross wind, heavy shower and runway limited visibility. 5th international Conférence

AIRCRAFT AND HELICOPTERS' DIAGNOSTICS AIRDIAG'97. - Warsaw, 199 4BS pages.

16. A. Grebyonkin Matematical modeling of Tu-204 aircraft landing under the conditions i a cross .wind, heavy shower and runway limited visibility. Abstracts of the internation Conference AVIATION RJELIABILITY (AviaRel'99), April 20-21, 1999, Riga: RAI Latvia, 1999. - 112 pages.

17. Гребёнкин A.B. Моделирование посадки самолета Ту-204 в условиях боково! ветра, ливневого дождя и ограниченной видимости на ВПП. В кн.: Тез. докл. Вт< рая Международная научно-техническая конференция. Инженерно-физическг проблемы авиационной и космической техники. - Егорьевск, ЕАТК ГА, 1997, -151.

18. Гребёнкин A.B. Моделирование посадки самолета Ту-204 в условиях боковог ветра, ливневого дождя и ограниченной видимости на ВПП . В кн.: Сборник нау> ных трудов. 1994-1996 гг./ Под общ. ред. E.IO. Барзиловича - Егорьевск, ЕАТК Г/ 1997, - 123 с. - (Труды / ЕАТК ГА; №1).

19. Гребёнкин A.B. Математическое моделирование посадки летательного аппарата условиях ветрового воздействия типа "микровзрыв". В кн.: Пятое Международно совещание - семинар ИНЖЕНЕРНО - ФИЗИЧЕСКИЕ ПРОБЛЕМЫ НОВОЙ ТЕХ НИКИ. Тезисы докладов. - Москва: МГГУ им. Н.Э. Баумана, 1998.

20. Гребёнкин A.B. Моделирование посадки самолета Ту-204 с использованием алге ритмов ВСУП, АСШУ и непосредственного управления подъемной силой. В кн СОВРЕМЕННЫЕ НАУЧНО - ТЕХНИЧЕСКИЕ ПРОБЛЕМЫ ГРАЖДАНСК01 АВИАЦИИ. ТЕЗИСЫ ДОКЛАДОВ Международной научнц - технической конфс ренции - Москва: МГТУ ГА, 1996. - 284 с.

21. Гребёнкин A.B. Математическое моделирование атмосферных явлений повышен ной опасности (АЯПО) и их влияния на динамику управляемого полёта летатель ного аппарата. В кн.: Тез. докл. Третья Международная научно-тсхническая кон ференция - Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной i космической техники. - Егорьевск, ЕАТК ГА, 1999, с. 161-162.

22. A.B. Гребёнкин Нестационарные аэродинамические характеристики рулевых по верхностей в задачах динамики управляемого полёта. - В кн.: Сборник научны трудов IX Международного симпозиума "Методы дискретных особенностей в за дачах математической физики". - Орёл: ОГУ, 2000 г.

23. Гребёнкин A.B., Санников В.А., Френкель М.А. Аэродинамические вопросы безопасности и экономичности эксплуатации воздушных судов. Рига: РАУ, 1992, 181 с

24. Разработка математической модели взлёта и посадки самолёта Ил-86 с учётом статических деформаций и исследование движения самолёта Ту-154Б-2 по ВПП при низких коэффициентах сцепления, / Тотиашвили Л.Г., инв. №0284. 0072488. - Рига: РКИИ ГА, 1984. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

25. Разработка минимальных специализированных математических моделей движения по ВПП самолёта Як-42 (ИЛ-86, Ту-154Б-2) и отладка моделей по результатам лётных испытаний, / Тотиашвили Л.Г., инв. N»0286. 0011300. - Рига: РКИИ ГА, 1985. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

26. Исследование на ЭЦВМ движения самолёта Ту-204 по ВПП и ухода на второй круг после касания в условиях бокового ветра и низких коэффициентов сцепления с целью выработки рекомендаций по структуре и алгоритмам автоматического управления пробегом и уходом на второй круг после касания, отчёт по НИР, / Санников В.А., - Рига: РКИИ ГА, 1991, 57 с. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

27. Разработка математической модели взлёта и посадки самолёта Ил-86 с учётом статических деформаций и исследование движения самолёта Ту-154Б-2 по ВПП при низких коэффициентах сцепления, отчёт/ Тотиашвили Л.Г., инв.№ 0284.0072488. -Рига: РКИИ ГА, 1984. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

28. Разработка минимальных специализированных математических моделей движения по ВПП самолёта Як-42 (Ил-86, Ту-154Б-2) и отладка моделей по результатам лётных испытаний, отчёт/ Тотиашвили Л.Г., инв.№ 0286.0011300. - Рига: РКИИ ГА, 1985. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

29. Исследование на ЭВМ посадки и ухода на второй круг самолёта Як-42 в условиях дождя и ветра, отчёт/ Тотиашвили Л.Г., инв.№ 0288.0030293. - Рига: РКИИ ГА, 1987. - 109 с. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

30. Рекомендации по технике пилотирования самолёта Ил-114 на режимах взлёта и посадки в ожидаемых и сложных ситуациях. Рекомендации к РЛЭ по ограничению взлёта и посадки самолёта по состоянию ВПП и допустимому боковому ветру, отчёт/ Тотиашвили Л.Г., инв.№ 0289.0030549. № гос. регистр. 01880064902 - Рига: РКИИ ГА, 1988. - 99 с. Отв. исполнитель Гребёнкин A.B.

31. Гребенкик A.B., Санников В.А., Ермаков В.В. Методика и результаты идентификации по данным специальных испытаний сопротивляемости боковому уводу колес самолета. В кн.: Ученые записки механического факультета Рижского авиационного университета. - Рига: РАУ, 1995, с. 51-61.

32. Гребёнкин A.B., Тотиашвили Л.Г., Санников В.А. Определение по данным МСРП внешних возмущений, действующих на самолет, на примере расследования летно-

го происшествия. В кн.: Математическое моделирование в задачах летной эксплуа тации воздушных судов. Сборник научных трудов. - Москва: МИИГА, 1993, с. 20 29.

33. Гребёнкин A.B., Санников В.А. Методика и результаты идентификации по дан ным специальных испытаний сопротивляемости боковому уводу колес самолета. Е кн.: Математическое моделирование в задачах летной эксплуатации воздушны: судов. Сборник научных трудов. - Москва: МИИГА, 1993, с. 29-37.

34. Гребёнкин A.B. Анализатор гармоник для определения коэффициентов враща тельных производных. В отчете по НИР/РКИИ Г"А. Руководитель темы: Тотиашви ли Л.Г. № г.р. 0183.0039819; инв. № 0284.0044517. Рига: 1983,с.61 -71.

35. Гребёнкин A.B. Разработка математической модели взлета и посадки самолета Ил 86 с учетом статической деформации конструкции. Исследование пробега сам о л е та Ил-86. В отчете по НИР/РКИИ ГА. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № г.р 0183.0039819; инв. № 0284.0072488. Рига: 1984,с. 7-17.

36. Гребёнкин A.B. Рекомендации по технике пилотирования самолета Ил-114 на ре жимах взлета и посадки в ожидаемых и сложных ситуациях; рекомендации к РЛ' по ограничению взлета и посадки самолета по состоянию ВПП и допустимому бо ковому ветру. В отчете по НИР/РКИИ ГА. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. N г.р. 018380065902; инв. № 0289.0030549. Рига: 1988,99с.

37. Гребёнкин A.B. Рекомендации по технике пилотирования самолета Ил-114 в ус ловиях бокового ветра, ливневого дождя и ухода на 2-ой круг в этих условиях npi всех работающих двигателях и одном выключенном. В отчете по НИР/РКИИ ГА Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № г.р. 018380065902; инв. № 0289.0040549 Рига: 1989, 93с.

38. Гребёнкин A.B. Исследование на ЭЦВМ движения самолета Ту-204 по ВПП \ ухода на 2-ой круг после касания в условиях бокового ветра и низких коэффициен тов сцепления с целью выработки рекомендаций по структуре и алгоритмам авто матического управления пробегом и уходом на 2-й круг после касания. В отчете га НИР/РКИИ ГА. Руководитель темы: Санников В.А. № г.р. 018380075902; инв. Л! 0289.0050549. Рига: 1991,57с.

39. Гребёнкин A.B. Разработка адекватной математической модели взлета и посадю (согласованно с ГАР и МАП) для сертификации и исследований характеристик пу тевой устойчивости и управляемости при движении по ВПП самолетов ГА: отче! по НИР. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. N» ГР 0183.0039819, инв. К 0128.0044517, - Рига: РКИИ ГА, 1984. 72 с.

40. Гребёнкин Л.П. Создание усовершенствованных математических моделей определения соответствия ВПХ самолетов ГЛ с применением ЭВМ и исследование динамики движения самолета по ВГ1П, покрытой атмосферными осадками: отчет по НИР. Руководитель темы: Тотиашвнли Л.Г. № ГР 0186.0069671, инв. № 0287.0031842,-Рига: РКИИ ГА, 1986. 106с.

41. Гребёнкин A.B. Анализ методов определения соответствия ВПХ самолетов ГА НЛГС и разработка рекомендаций по их совершенствованию: отчет по НИР. Руководитель темы: Тотизшвили Л.Г. № ГР 0186.0063671, инв. № 0286.0101150, - Рига: РКИИ ГА, 1986. 56 с.

42. Гребснкин A.B., Тотиашвили Л.Г. Определение по данным МСРГ1 внешних возмущений, действующих на самолет, на примере расследования летного происшествия. В кн.: Межвузовский сборник научных трудов. - Москва: МИИГА, 1992, 12с.

43. Гребёнкин A.B. Исследование на ЭЦВМ посадки самолета Ил-86 в условиях дождя и разработка методов идентификации математической модели движения самолета по ВПП: отчет по НИР. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № ГР 0186.0063671. инв. №0287.0066383.-Рига: РКИИ ГА. 1986. 104 с.

44. Гребснкин A.B.. Ципенко В.Г. Моделирование посадки самолета Ту-204 с использованием алгоритмов ВСУП, АСШУ и непосредственного управления подъемной силой. В кн.: Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях: Межвузовский сборник научных трудов. - Москва: МГТУ ГА, 1997. - 136 с.

45. A.B. Гребёнкин Нестационарные аэродинамические характеристики рулевых поверхностей в задачах динамики управляемого полёта. - В кн.: Труды IX Международного симпозиума "Методы дискретных особенностей в задачах математической физики (МДОЗМФ-2000)". - Орёл: Орловский госуниверситет, 2000. - сс. 153 -159.

/

ЛР №020580 от 23 06.97 г. Подписано в печать 17.10.2000г Печать офсетная Формат 60x84/16 1,75 уч.-изд л 2,56 усл.печ.л_Заказ № 525/^У<?/_Тираж 100 экз

Московский государственный технический университет ГА Реддкиионно-итдатсльский отдел 12549.1 Москва, ул Пулковская, д/.э

© Московский государственный технический университет ГА, 2000

ВВЕДЕНИЕ.

1. АНАЛИЗ ПРОБЛЕМ И ПУТЕЙ РЕШЕНИЯ ВОПРОСА ЭФФЕКТИВНОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ СИСТЕМЫ "ЛЁТЧИК - АВТОМАТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛНИЯ".

1.1. Вводные замечания.

1.2. Методы решения проблем, связанных с воздействием атмосферной турбулентности.

1.3. Пилот (экипаж) в контуре автоматического управления.

Выводы по главе 1.

2. КОМПЛЕКСНОЕ РЕШЕНИЕ ЗАДАЧ ДИНАМИКИ УПРАВЛЯЕМОГО ПОЛЁТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

С ПОМОЩЬЮ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ.

2.1. Модель пространственного движения ЛА.

2.2. Модель состояния атмосферы и ветровых воздействий.

2.3. Модель стационарных аэродинамических характеристик ЛА, высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя.

2.4. Вопросы нестационарной аэродинамики применительно к системам автоматического управления.

Выводы по главе 2.

3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ САМОЛЁТА И МЕТОДИКА ИХ УЧЁТА В МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ДИНАМИКИ УПРАВЛЯЕМОГО ПОЛЁТА САМОЛЁТА.

3.1 Экспериментальное определение нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта.

3.2 Методика и результаты определения разностных ступенчатых переходных функций.

3.3. Методика учёта нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей в задачах математического моделирования динамики управляемого движения самолёта.

3.4. Оценка влияния нестационарности в формировании аэродинамических сил и моментов от перемещения закрылков и руля высоты самолёта на динамику управляемого полёта.

Выводы по главе 3.

4. МОДЕЛЬ УПРАВЛЯЮЩИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ

АВТОМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМ.

4.1. Постановка задачи.

4.2. Моделирование управляющих воздействий в операторной форме. Модель АСШУ и ВСУП в математической модели динамики управляемого движения на примере самолёта Ту-204.

4.2.1. Модель продольного канала АСШУ-204.

4.2.2. Модель бокового канала АСШУ-204.

4.2.3. Математическое моделирование работы вычислительной системы управления полётом (ВСУП) в процессе автоматической стабилизации заданной высоты полёта.

4.2.4. Математическое моделирование работы вычислительной системы управления полётом (ВСУП) в процессе автоматического захода на посадку и выравнивания продольный канал управления).

Выводы по главе 4.

5. РАЗРАБОТКА МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ДЕЙСТВИЙ ЧЕЛОВЕКА (ЛЁТЧИКА), КАК ЗВЕНА КОНТУРА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЁТОМ.

5.1. Особенности метода непрерывно-дискретного управления самолётом. Разработка модели управляющих воздействий экипажа.

5.1.1. Сценарий управления самолетом.

5.1.2. Конфликты управления и их разрешение.

5.2. Пример моделирования посадки самолета Ту в штурвальном режиме управления.

5.3. Разработка математической модели управляющих воздействий экипажа в тренажёрном варианте.

Выводы по главе 5.

6. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ АТМОСФЕРНЫХ ЯВЛЕНИЙ ПОВЫШЕННОЙ ОПАСНОСТИ (АЯПО).

6.1. Вводные замечания.

6.2. Математическое моделирование влияния ливневого дождя на аэродинамические характеристики самолёта и характеристики силовой установки.

6.2.1. Математическое моделирование посадки самолета

Ту-204 в условиях бокового ветра, ливневого дождя и ограниченной видимости на ВПП.

6.3. Математическое моделирование кольцевого вихря и его влияния на динамику управляемого полёта летательного аппарата.

6.3.1. Моделирование поля скоростей кольцевого атмосферного вихря.

-56.3.2. Влияние ветрового воздействия типа "микровзрыв" на аэродинамические характеристики самолёта.

6.3.3. Оценка влияния ветрового воздействия типа "микровзрыв" на динамику управляемого движения самолёта Ту-204.

6.4. Решение обратных задач динамики полёта по определению картины атмосферных возмущений.

Выводы по главе 6.

7. ОЦЕНКА АДЕКВАТНОСТИ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ СПЕЦИАЛЬНЫХ ЛЁТНЫХ ИСПЫТАНИЙ.

7.1. Постановка задачи.

7.2. Задание начальных условий.

7.3. Разработка сценария полёта.

7.4. Результаты работы математической модели при моделировании ухода на второй круг самолёта Ту-204 с имитацией отказа первого двигателя по данным специальных лётных испытаний. Оценка адекватности модели.

Выводы по главе 7.

В работе представлено одно из направлений решения комплекса задач аэродинамики и динамики управляемого движения летательных аппаратов (ЛА) различного типа с использованием методов математического моделирования.

Высокая эффективность и безопасность полёта неразрывно связаны друг с другом и непосредственно зависят от качества самолёта, его функциональных систем и пилота, управляющего им.

Качество самолёта характеризуется тремя основными свойствами [79, 80, 81]: устойчивость, управляемость и манёвренность, надёжность планера, двигателей и безотказная работа функциональных систем, включая системы автоматического управления.

Качество пилота определяется его теоретической и практической подготовкой, пониманием динамики движения самолёта в различных ситуациях, знанием соответствующих инструкций по лётной эксплуатации и умением грамотно эксплуатировать системы автоматического управления [82, 83, 84, 85, 86, 87, 88, 89].

Совокупность средств, методов и целей управления называется техникой активного управления. Одной из важнейших задач, стоящих перед гражданской авиацией в настоящее время, является дальнейшее повышение уровня безопасности полетов самолетов, использующих технику активного управления, расширение диапазона их летной эксплуатации. Решение этой и ряда других задач может быть осуществлено путем разработки новых методов исследования и использования в эксплуатации различных многофункциональных систем активного управления, систем, улучшающих характеристики устойчивости и управляемости, вычислительных систем автоматического управления полетом. С ростом функциональных возможностей таких систем возрастают требования к их надежности в различных условиях эксплуатации.

В связи с этим необходим комплексный подход в решении многоплановых задач аэродинамики и динамики управляемого полета ЛА, оснащенных такими системами, важное место в решении которых отводится математическому моделированию.

Поскольку вопросы устойчивости, управляемости и безопасности полётов летательных аппаратов тесно связаны между собой, то для обеспечения хороших показателей этих качеств необходимы методы как теоретических, так и экспериментальных исследований взаимно дополняют друг друга [90, 91, 92]. Все трудности в изучении и понимании этих проблем вытекают из большого числа параметров и эксплуатационных ограничений, влияющих на режим полёта, режимы работы вычислительных систем управления полётом и действия лётчика в конкретной ситуации. Поэтому в некоторых случаях полёта из-за ошибок в пилотировании и ошибок в эксплуатации автоматических систем управления возможно попадание самолёта на критические режимы полёта, которые могут усугубляться сложными метеоусловиями, отказами функциональных систем самолёта, недостатками эффективности рулевых поверхностей и т.д. Это всё приводит к дополнительным трудностям в эксплуатации самолёта, к снижению его лётно-технических характеристик (ЛТХ) и уровня безопасности полёта [93, 94, 95, 96, 97].

Наиболее сложным и ответственным с точки зрения обеспечения безопасности полётов любых самолётов, в том числе оснащённых системами активного управления, являются режимы взлёта, захода на посадку и посадки самолёта [98, 99, 100,101, 102, 103], специфика которых обусловлена:

- существенно нелинейным характером аэродинамических характеристик самолёта на больших взлётно-посадочных углах атаки;

- перестроением структуры обтекания при перемещении органов аэродинамического управления;

-8- явным проявлением перекрёстных связей продольного и бокового движений самолёта;

- значительным влиянием близости земли, как на аэродинамические характеристики, так и непосредственно на условия пилотирования самолёта;

- наличием принципиально особых этапов движения самолёта: отрыв, касание и движение по ВПП;

- большим повышением психофизической нагрузки на экипаж в связи с резким возрастанием объёма и сложности задач, которые необходимо решить в течение коротких периодов времени;

- необходимостью применения особых, отличных от используемых в течение всего остального полёта методов пилотирования, требующих большой точности, чёткости и своевременности действий экипажа;

- значительным влиянием внешних атмосферных условий;

- существенным эксплуатационным разбросом параметров в рассматриваемых режимах полёта.

Необходимость решения указанных и многих других вопросов делает задачу исследования движения самолёта на режимах взлёта и посадки в нормальных и особых случаях полёта весьма актуальной.

В настоящее время многие самолёты оснащены автоматическими системами улучшения устойчивости и управляемости, работа которых изменяет собственные характеристики самолёта. В связи с этим возникает необходимость в исследовании поведения таких систем (особенно на взлётно-посадочных режимах) в различных условиях эксплуатации с учётом физических закономерностей силового взаимодействия обтекаемого тела со средой.

Современные методы исследования движения самолёта, оснащённого системой активного управления, на всех этапах полёта базируются на системном подходе к проблеме обеспечения безопасности полёта, который позволяет рассматривать и прослеживать большое число условий связей и факторов, влияющих на возникновение, ход и исход особых ситуаций полёта.

Системное представление достигается построением единой модели изучаемых явлений и системной организацией исследований. Системная организация означает непрерывное планирование и управление разработкой проблемы безопасности полётов на всех этапах полёта с применением современных методов.

Основными направлениями исследований указанных проблем в настоящее время является лётный эксперимент, исследования в аэродинамических трубах и математические средства, включающие аналитические методы и моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Здесь важен системный подход, предполагающий комплексное решение задачи:

- определение стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик самолёта и его органов аэродинамического управления;

- разработка методов исследования систем активного управления в различных условиях эксплуатации;

- математическое моделирование динамики управляемого движения самолёта;

- лётный эксперимент.

Математическое моделирование управляемого полёта самолёта является венцом всех аэродинамических исследований и позволяет до начала лётных испытаний, в процессе их проведения и по окончании в ходе эксплуатации самолёта проводить исследования поведения самолёта в различных условиях эксплуатации, работоспособности его функциональных систем на всех возможных режимах. Хотя теоретические основы построения и применения математического моделирования движения летательных аппаратов различного типа всё ещё находятся в стадии разработки и становления, тем не менее, как уже показывает практика, математическое моделирование полёта самолёта является наиболее перспективным методом определения его характеристик [104-118].

Успешное создание математических моделей управляемого движения самолётов различного типа невозможно без хорошо организованного системного анализа методов, развиваемых в базовых науках (аэродинамике, динамике полёта, теоретической механике, теории автоматического управления, теории упругости) и позволяющих последовательно, в зависимости от заданного аргумента определять все кинематические параметры движения и величину управляющих сигналов от лётчика и автоматических систем. Однако такой общий подход к проблеме математического моделирования делает задачу довольно сложной и трудно обозримой: поставленная задача имеет большую размерность по количеству параметром объекта (самолёта, систем активного управления, окружающей среды и т.д.), режимов полёта и исходных данных. Тем не менее, решение именно такой большой и сложной задачи позволяет иметь достаточную гарантию её адекватности, которая может быть проверена и уточнена по результатам лётных испытаний.

В настоящее время во многих организациях ФСВТ и МАП разработаны с теми или иными допущениями полные математические модели жёсткого самолёта, включающие модель работы САУ, демпферов и модель управляющих воздействий лётчика. В этом направлении можно отметить успешные работы научных коллективов, работавших под руководством Тотиашвили Л.Г. (РКИИГА), Чистякова В.А. (РО ГосНИИГА), школу Белоцерковского С.М. (ВВИА им. Н.Е. Жуковского), Кербер О.Б. (МИЭА), Бюшгенса Г.С. (ЦАГИ), Смыкова В.Г. и Иванико А.К. (ГосНИИГА), Ципенко В.Г. (МГТУ-ГА), Касьянова В.А. (КИИГА), Белова И.А. (ОЛАГА), Рыжова Ю.А. (МАИ), Миеровича Г.А. (ЛИИ), Муравьёва Г.Г. и Егорова В.И. (ММЗ им. С.В. Ильюшина) и многих других.

Особое место занимают работы Тотиашвили Л.Г., Бурдуна И.Е., Мазура В.Н., Баранова A.A., Санникова В.А., Липатова А.И., Боярского Г.Н., Кубла-нова М.С., Ударцева Е.П., Лазнюка П.С., Страдомского О.Ю., Егорова Г.С., Фицнера Л.К., Савина B.C., Моисеева Е.М., Сушко В.В., Ломовского В.В., Ермакова В.В., Супруна В.М., Пухова В.В., Леонова В.А., Сурина В.П., Пу-миновой Г.С., Матвеева Ю.И., Опара A.C., Юша Н.Ф., Кулифеева Ю.Б., Морозова В.И., Брагазина В.Ф., Феногенова Д.А., Шишмарёва A.B., Бина Г.Е. и других отечественных и зарубежных учёных.

Характерным для большинства этих работ [119 - 129] является трудность замыкания общих уравнений движения самолёта, которые преодолеваются путём задания законов управления и дополнительных соотношений, полученных из эксперимента. Дополнительные трудности возникают в связи с разработкой и внедрением на современных самолётах различных систем активного управления. Это оставляет проблему создания адекватных математических моделей управляемого движения самолётов по-прежнему открытой и одной из основных [130, 131].

К настоящему времени уже опубликовано достаточно много материалов, посвящённых решению частных задач движения воздушного судна в нормальных условиях взлёта и посадки [106, 110, 112, 113,114], но совсем мало материалов, касающихся особых случаев при взлёте и посадке. В этой связи актуальным является разработкой математических моделей аномальных атмосферных явлений и анализ их влияния на динамику управляемого полёта, адекватное моделирование действий экипажа и работы автоматических систем управления в различных условиях полёта, включая отказы функциональных систем управления и ошибки экипажа.

Отсутствие на сегодняшний день надёжных результатов по данным вопросам во многом объясняется отсутствием комплексного подхода к решению задач динамики управляемого полёта и обусловлены:

- недостаточным исследованием при математическом моделировании движения самолёта, оснащённого системой активного управления,

- отсутствие теоретических методов анализа и синтеза аномальных атмосферных условий и их влияния на динамику управляемого полёта;

- отсутствие адекватной модели пилота, функционирующего в комплексе с системой активного управления. Кроме этого, следует учитывать постоянное совершенствование и расширение функциональных возможностей различных систем автоматического управления, которые должны быть отражены в комплексных математических моделях динамики управляемого полёта.

Подводя итоги анализа недостатков существующих методов исследования повышения эффективности лётного эксперимента и уровня безопасности полёта самолётов, управляемых лётчиком и/или автоматическими системами, в различных условиях эксплуатации, можно заключить, что они не позволяют в полной мере реализовать все преимущества математического моделирования управляемого движения самолёта и требуют совершенствования, что и нашло отражение в рассматриваемой диссертационной работе.

Таким образом, в предлагаемой работе решается имеющая важное в гражданской авиации значение проблема повышения эффективности лётной эксплуатации и уровня безопасности полётов самолётов, оснащённых различными системами автоматического управления, в нормальных и особых случаях полёта, путём использования методов математического моделирования. Созданные новые методы исследований позволяют разработать рекомендации по совершенствованию и повышению эффективности систем автоматического управления и техники пилотирования в нормальных и особых случаях полёта.

Решение указанной проблемы позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств самолёта (в том числе создаваемых искусственным путём) в сложных условиях взлёта и посадки при сохранении или уменьшении объёма лётных испытаний, до проведения лётных испытаний давать рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полётов, расширению лётных ограничений и делать заключения по соответствию самолёта нормам лётной годности.

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследованиях, выполненных автором в Рижском авиационном университете (РАУ) и Егорьевском авиационном техническом колледже ГА (ЕАТК ГА) в период 1987 - 2000 гг.

Ниже приводится краткая характеристика целей, задач, основных результатов диссертационной работы и её содержание.

Цель работы и задачи исследования. Целью работы является разработка универсальной математической модели (комплекса) "летательный аппарат -бортовые вычислительные системы - пилот - бортинженер (оператор)- окружающая среда - силовое взаимодействие", позволяющей проводить опережающие и дополняющие исследования по разработке перспективных и находящихся в эксплуатации летательных аппаратов и их систем автоматического управления, получить более широкую и достоверную информацию о полёте самолёта в условиях воздействия атмосферных возмущений различного типа (в том числе аномальных).

Эффективное использование техники активного управления не возможно без знаний нестационарных характеристик органов аэродинамического управления. В этой связи необходимо разработать теоретические и экспериментальные методы определения и учёта в математической модели нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта и оценить их влияние на динамику управляемого полёта.

Математическая модель - это нелинейная модель динамики управляемого полета ЛА, охватывающая в полном объеме математическое описание пространственного движения самолета, модель пилота и бортинженера (оператора), модель окружающей среды, модель стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик, модель автоматической системы штурвального управления, включая систему улучшения устойчивости и управляемости, модель вычислительной системы управления полётом. В разработанной модели реализован комплексный подход при решении ряда задач динамики полета, имеющих важное отраслевое значение, направленных на повышение уровня безопасности полета и экономичности эксплуатации летательных аппаратов различного типа, а также на уменьшение объёма лётных испытаний, финансовых и людских ресурсов.

- 14

Главными задачами работы являлись:

- проведение анализа проблем и путей решения вопроса эффективного функционирования системы "лётчик - автоматические системы управления;

- разработка и анализ общей системы математического моделирования управляемого движения самолёта;

- разработка модели стационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата, высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя;

- разработка методов представления и экспериментального определения нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта;

- разработка метода учёта нестационарных аэродинамических характеристик органов аэродинамического управления в математическом моделировании динамики управляемого полёта;

- дополнение математической модели динамики управляемого полёта алгоритмами управляющих воздействий автоматических систем управления в операторной форме, включая модель привода рулевых поверхностей;

- исследование поведения вычислительной системы управления полётом на различных режимах работы и в различных условия эксплуатации с целью оценки её эффективности и определения путей совершенствования;

- разработка математической модели действий человека (лётчика), как звена контура управления самолётом;

- разработка математической модели атмосферных явлений повышенной опасности и оценка их воздействия на аэродинамические и динамические характеристики самолёта и его систем автоматического управления (прямая задача) и разработка метода восстановления картины атмосферных возмущений по параметрам движения (обратная задача).

Основная идея диссертационной работы состоит в разработке полного, универсального математического комплекса как наиболее дешёвого и доступного средства, позволяющего проводить исследования действий экипажа, самолёта, и его систем управления в широком диапазоне эксплуатационных факторов, а также решать обратные задачи динамики полёта по восстановлению атмосферных возмущений различного типа. Дорогостоящие лётные эксперименты в этом случае используются только для контроля расчётных результатов, подтверждения их достоверности и точности.

Методы исследования. В работе использован комплексный метод исследования, включающий методы численных решений интегральных и дифференциальных уравнений, теории функций и функционального анализа, матричной алгебры и методы экспериментального определения и исследования нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта.

Научная новизна работы состоит в том, что:

1. Реализован комплексный подход в решении прямых и обратных задач динамики управляемого полёта с разработкой моделей совместной работы человека и автоматических систем управления в нормальных и сложных условиях эксплуатации.

2. Предложен метод экспериментального определения нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта и алгоритм учёта нестационарности в аэродинамических силах и моментах, вызванной перемещениями органов аэродинамического управления в математической модели динамики управляемого человеком и автоматическими средствами полёта самолёта.

3. На основании разработанной методики аэродинамических исследований с использованием специальной модели самолёта с управляемыми закрылками и рулём высоты, проведены комплексные исследования по определению стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей.

-164. На основании экспериментальных данных определено запаздывание в формировании аэродинамических сил и моментов от отклонения закрылков и руля высоты модели самолёта и определены разностные ступенчатые переходные функции, позволяющие представить нестационарные аэродинамические характеристики рулевых поверхностей в интегральной форме.

5. Разработана модель летательного аппарата (JIA), представленная системой интегро-дифференциальных уравнений движения, дополненных уравнениями связи Эйлера и моделью аэродинамических характеристик, позволяющих учесть нестационарность формирования аэродинамических сил и моментов от отклонений рулевых поверхностей, включая влияние эредитарности. Модель ЛА включает в себя характеристики двигателя (высотно-скоростные и дроссельные характеристики) и модель движения ЛА на границе раздела двух сред (атмосфера-поверхность) с моделированием состояния поверхности и видимости для экипажа.

6. Разработана математическая модель пилота и бортинженера, позволяющая реализовать дискретно-непрерывное (форсированное) управление всеми органами управления (включая управление взлетно-посадочной механизацией и управление двигателями) на всех этапах полета от взлета до посадки, с учетом физиологических возможностей человека и особенностей автоматических систем управления. В контур модели управляющих воздействий включены модели реальных автоматических систем и решена задача их функционирования в теле модели, настроенной на конкретный объект моделирования, совместно с управляющими воздействиями человека. Для решения ряда прикладных задач моделируются сигналы курсоглиссадной системы.

7. Реализована модель окружающей среды, включающая в себя различные атмосферные условия и состояние ВПП. Модель атмосферных условий основана на данных МСА и позволяет осуществлять расчеты как

- 17в стандартных, так и не стандартных атмосферных условиях. Моделирование полетов в неспокойной атмосфере выполнено путем описания ветровых воздействий в виде одиночных порывов и сдвигов ветра. Скорость ветра и его направление можно задавать путем описания профиля ветра в зависимости от выбранного аргумента. Кроме этого, модель атмосферных условий включает в себя математическое описание воздействий на летательный аппарат атмосферных осадков в виде ливневого дождя различной интенсивности и профиля, а также аномальных атмосферных явлений типа подвижных кольцевых вихрей различной конфигурации и интенсивности. В модели окружающей среды заложена возможность описания состояния ВПП путем введения в расчеты величины коэффициента сцепления, определённого по дессе-лерометру и высоты аэродрома над уровнем моря.

8. Задание на моделирование конкретной полетной ситуации формируется в виде сценария, в котором специальным образом описываются характерные события полета и критерии их распознавания, формируются решаемые задачи пилотирования на различных подэтапах, включающих непрерывное управление, направленное на стабилизацию заданных параметров движения и выполнение разовых процедур (выпуск-уборка взлетно-посадочной механизации, перекладка рулей и т.п.), моделируются состояние ВПП (поверхности) и атмосферы.

9. Разработан тренажёрный вариант математической модели путём расширения функциональных возможностей сценария за счёт добавления в контур управляющих воздействий сигналов от реального лётчика (оператора) в диалоговом режиме.

10. Модель позволяет:

- проводить исследования с целью оценки динамики управляемого полета существующих и находящихся в стадии проектирования летательных аппаратов в сложных и ожидаемых условиях эксплуатации, включая моделирование отказов функциональных систем;

- 18- сопровождать и дополнять летные испытания вводимых в эксплуатацию новых типов ЛА; - принимать участие в расследовании авиационных происшествий путем полного моделирования конкретной полетной ситуации, включая определение и учёт фактического состояние атмосферы и действия экипажа. Модель может быть также использована в качестве математического обеспечения комплексных авиационных тренажеров и в учебном процессе для обучения экипажей технике пилотирования конкретным типам самолета в ожидаемых и сложных условиях эксплуатации, включая полеты с отказом функциональных систем.

11. Характерные отличительные особенности предлагаемой математической модели заключаются в реализации модели многоканальности управления по принципам форсированного управления органами управления и тягой двигателей как в режиме штурвального управления, так и в автоматическом режиме. Все управляющие воздействия проходят через соответствующие звенья модели бортовых вычислителей параметров и рулевых приводов. В модели заложены возможности исследования работоспособности и эффективности систем автоматического управления, отработки различных манер пилотирования и маневров непрерывно на всех этапах полета, включая пилотирование по принципу погони за целью, движущейся перед самолетом на заданном (или вычисляемом) удалении, что позволяет моделировать дальность видимости и пилотирование по сигналам курсоглиссадной системы.

12. Самостоятельный интерес представляет моделирование аномальных атмосферных явлений повышенной опасности и оценка их воздействия на динамику управляемого движения самолета (включая движение на границе раздела двух сред), оснащенного автоматическими системами штурвального управления, улучшение характеристик устойчивости и управляемости с вычислительными системами автоматического управления полетом с выработкой рекомендаций по технике пилотирования

- 19в этих условиях, с учетом возможных отказов в работе функциональных систем, ошибок пилотирования и переходе на ручное (штурвальное) управление.

Достоверность результатов исследований. С использованием математической модели автором проводились исследования по оценке влияния эксплуатационных факторов на характеристики взлета, посадки и ухода на второй круг самолетов Ту-134, Ту-154, Ту-204, Ил-62, Ил-86, Ил-96-300, Ил-114 и Як-42. На основании моделирования результатов летных испытаний перечисленных типов самолетов проводилась также оценка адекватности математической модели применительно к конкретному типу самолета. Сравнительный анализ летных испытаний и математического моделирования показал, что модель полно и с высокой степенью достоверности позволяет моделировать конкретные задачи динамики управляемого полета в различных условиях эксплуатации. Исследования в этом направлении показали, что степень адекватности модели, в основном, определяется полнотой и способом представления используемых характеристик конкретного моделируемого объекта (включая нестационарные аэродинамические характеристики), полнотой и точностью воспроизведения условий полета и действий экипажа.

Положения, выносимые на защиту:

- теоретическое обоснование и рекомендации по применению комплексного подхода в решении прямых и обратных задач динамики управляемого полёта с разработкой моделей совместной работы человека и автоматических систем управления в нормальных и сложных условиях эксплуатации для оценки эффективности лётной эксплуатации и уровня безопасности полётов;

- методика экспериментального определения нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта;

- методика определения разностных ступенчатых переходных функций;

-20- алгоритм учёта нестационарности в формировании аэродинамических сил и моментов от перемещений рулевых поверхностей самолёта в математической модели управляемого полёта самолёта;

- оценка влияния нестационарности в формировании аэродинамических сил и моментов от перемещений рулевых поверхностей самолёта на динамику его управляемого полёта;

- анализ эффективности работы алгоритмов АСШУ и ВСУП на различных режимах и в различных условиях эксплуатации;

- модель управляющих воздействий лётчика, сценарий вычислительного эксперимента;

- алгоритм учёта и оценка влияния ливневых осадков на аэродинамические характеристики и динамику управляемого полёта самолёта;

- алгоритм учёта и оценка влияния атмосферного явления типа "микровзрыв" на аэродинамические характеристики и динамику управляемого полёта самолёта;

- алгоритм решения обратной задачи динамики полёта по восстановлению атмосферных воздействий в виде дождя и ветра. Практическая ценность работы состоит в том, что разработанные теоретические методы применительно к системе комплексного математического моделирования управляемого движения летательных аппаратов позволяют:

1. Определять нестационарные аэродинамические характеристики рулевых поверхностей самолёта.

2. Учитывать нестационарные аэродинамические характеристики в математической модели управляемого полёта самолёта.

3. Исследовать особенности лётной эксплуатации летательных аппаратов и их систем автоматического управления в особых случаях полёта, с учётом нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей и управляющих воздействий экипажа.

4. Выполнять работы по синтезу высокоэффективных систем активного управления.

5. Проводить исследования по разработке новых способов пилотирования (включая непосредственное управление аэродинамическими силами) при моделирования полёта в нормальных и аномальных атмосферных условиях.

6. Обеспечить высокую экономическую эффективность за счёт сокращения объёма лётных испытаний.

7. Проводить анализ особых условий эксплуатации летательных аппаратов, оснащённых автоматическими системами штурвального управления (АСШУ) и вычислительными системами управления полётом (ВСУП), на взлёте и посадке, которые выходят за рамки разрешённых, с целью разработки атласа предельных эксплуатационных возможностей самолёта.

8. Решать задачи эффективности и оптимизации режимов полёта летательных аппаратов для получения дополнительной информации к существующим РЛЭ и выработки первой редакции новых РЛЭ перспективных летательных аппаратов, с последующим уточнением результатами лётных испытаний.

9. Давать рекомендации при разработке и совершенствованию Норм лётной годности самолётов (НЛГС) как вновь создаваемых летательных аппаратов, так и находящихся в эксплуатации.

10.Проводить предупреждения и расследования авиационных происшествий и предпосылок к ним с помощью решения обратных задач динамики полёта и на этой основе обосновать рекомендации по обеспечению безопасности полётов летательных аппаратов различного типа.

11 .Разрабатывать рекомендации и предложения по пилотированию летательным аппаратом в сложных метеоусловиях.

Реализация и внедрение результатов работы. Результаты работы систематизированы и обобщены в виде графиков, методик аэродинамических исследований и учёта нестационарности в аэродинамических силах и моментах в математической модели динамики управляемого полёта самолёта, оснащённого системами автоматического управления, алгоритмов функционирования автоматических систем управления и управляющих действий экипажа, алгоритмов аномальных атмосферных явлений и методик учёта их влияния на динамику управляемого полёта самолёта. Основные научные результаты, полученные в диссертационной работе, имеют научное и учебно-методическое значение, что подтверждается их использованием и внедрением в НИР и учебный процесс на кафедре аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов (АКПЛА) Московского государственного технического университета гражданской авиации (МГТУ ГА), в Ульяновском высшем авиационном училище гражданской авиации (УВАУГА) для подготовки лётного состава и эксплуатации самолёта Ту-204 (по результатам НИР с Глав НТУ ФАС) в виде разработки математической модели самолёта, оснащённого АСШУ и В СУП, включающей алгоритм учёта нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей, и компьютерной программы переподготовки лётного состава на самолёты Ту-204 и Ил-96.

Апробация работы. Диссертационная работа одобрена на расширенном научно-техническом семинаре на кафедре АКПЛА МГТУГА.

Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на Всесоюзной научно-технической конференции по проблемам динамики управления и безопасности полётов (Рига, 1985 г.), IV Всесоюзной научно-практической конференции по безопасности полётов (Ленинград, 1985 г.), Всесоюзной научно-технической конференции по проблемам динамики управления и безопасности полетов (Рига, 1986 г.), Международной научно-технической конференции "Наука и техника гражданской авиации на современном этапе" (Москва, 1994 г, 1996 г.), 1-ой Всероссийской научно-практической конференции по безопасности полетов и государственному регулированию деятельности в гражданской авиации (Санкт-Петербург, 1995 г.), Международной научно-технической конференции "Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники" (Егорьевск, 1995, 1997 г.), 5-ой международной конференции "Aircraft and helicopter's diagnostics AIRDIAG'97" (Польша, Варшава, 1997 г.), Пятом Международном совещании - семинаре "Инженерно - физические проблемы новой техники" (Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998 г.), Международной конференции "AVIATION RELIABILITY (AviaRel'99)" (Латвия, Рига, 1999 г.), Третьей Международной научно-технический конференции "Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники". (Егорьевск, ЕАТК ГА, 1999 г.), IX Международном симпозиуме "Методы дискретных особенностей в задачах математической физики МДОЗМФ-2000" (Орёл, 2000 г.).

Публикация. По материалам диссертационной работы опубликовано 45 печатных работы, включая авторские свидетельства на изобретения и отчёты по научно-исследовательской работе, в которых автор являлся ответственным исполнителем.

Структура и объём диссертационной работы. Работа состоит из введения, семи глав, заключения и списка использованных источников и приложения. Основная часть работы изложена на 403 страницах машинописного текста, всего работа содержит 122 рисунка, 19 таблиц и 132 библиографических названий (из них 14 на английском языке), общий объём работы 420 страницы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ И ОБЩИЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

В соответствии с поставленными задачами при выполнении диссертационной работы:

- разработан автоматизированный комплекс измерительной аппаратуры для определения стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик рулевых поверхностей;

- разработана модель самолёта с устройством дистанционного управления закрылками и рулём высоты с системой регистрации законов их перемещения и углов установки;

- разработана методика комплексного аэродинамического эксперимента по определению нестационарных аэродинамических характеристик поверхностей аэродинамического управления;

- экспериментально исследованы влияния углов атаки на эффективность закрылков и руля высоты самолёта и характер развития нестационарных процессов формирования приращений аэродинамических сил и моментов, вызванных отклонениями этих рулевых поверхностей;

- разработана методика определения разностных ступенчатых переходных функций;

- разработана методика учёта нестационарных добавок к коэффициентам аэродинамических сил и моментов в задачах математического моделирования динамики управляемого движения самолёта;

- разработана математическая модель управляемого полёта самолёта с учётом нестационарности формирования аэродинамических сил и моментов от отклонений рулевых поверхностей, включающей влияние эредитарности;

- разработаны алгоритмы совместной работы продольного и бокового каналов автоматической системы штурвального управления в математическом комплексе "самолёт - техника активного управления - среда" в операторной форме, включая модель рулевых приводов, применительно к математической модели пространственного управляемого движения самолёта Ту-204;

- разработаны алгоритмы работы вычислительной системы управления полётом на режимах "Стабилизация высоты" и "Посадка" в математическом комплексе "самолёт — техника активного управления - среда" применительно к математической модели пространственного управляемого движения самолёта Ту-204;

- разработана математическая модель курсоглиссадной системы для формирования управляющих сигналов ВСУП на режиме "Посадка" и синтеза законов управления для модели пилота;

- разработана математическая модель управляющих воздействий лётчика в контуре управления самолётом, использующим технику активного управления, позволяющая учесть индивидуальные особенности человека, пилотажно-навигационного комплекса и выполнять непрерывные расчеты всех этапов управляемого полета самолета от взлета до посадки в заданных (фактических) условиях эксплуатации;

- разработаны новые способы управления:

• пилотирование по принципу погони за движущейся "целью" с имитацией дальности видимости;

• координированное управление интерцепторами и рулём высоты на выравнивании;

• управление тягой двигателей, основанное на периодической (с заданным шагом наблюдений) оценке изменения воздушной скорости, в соответствии с величиной и знаком которого вычисляется потребное перемещение РУД для удержания заданной приборной скорости с заданной точностью;

- разработан тренажёрный вариант модели управляющих воздействий, позволяющий в ходе вычислительного процесса установить гибкую обратную связь оператора (реального пилота) с математической моделью и обеспечить возможность моделирования управления самолётом (включая отказы в работе функциональных систем, моделирование режимов работы ВСУП и особые случаи полёта) в различных условиях эксплуатации;

- разработана математическая модель аномальных атмосферных явлений: атмосферные осадки в виде ливневого дождя различной интенсивности и атмосферного явления типа "микровзрыв", функционирующих в комплексной математической модели динамики управляемого полёта самолётов, оснащённых системами автоматического управления;

- разработана методика решения обратных задач динамики полёта, позволяющая восстановить картину ветрового режима и интенсивности дождя по данным МСРП.

Результаты проведённых исследований позволяют сделать следующие выводы по работе:

1. Обеспечение безопасности функционирования сложных человеко-машинных систем является одной из наиболее острых проблем. Решение этой и ряда других проблем может быть выполнено при реализации комплексного решения задач динамики управляемого полёта летательных аппаратов, оснащённых системами автоматического управления, с помощью методов аэродинамических исследований и математического моделирования.

2. При комплексном решении задач динамики управляемого полёта летательного аппарата в ходе математического моделирования математическая модель должна включать в себя:

• математическое описание пространственного движения ЛА,

• математическое описание стационарных и не стационарных аэродинамических характеристик ЛА,

• математическое описание высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя,

• математическое описание работы функциональных систем,

• модель атмосферы в стандартных и не стандартных условиях,

• модель ветровых возмущений различного типа, в том числе атмосферных явлений повышенной опасности (АЯПО),

• модель атмосферных осадков,

• модель управляющих воздействий экипажа (пилот + бортинженер),

• модели автоматической системы штурвального управления (АСШУ) и вычислительной системы управления полётом (ВСУП),

• модель движения ЛА на границе раздела двух сред.

3. Важнейшее значение для адекватности математической модели имеет полнота и корректность определения и представления стационарных и нестационарных аэродинамических сил и моментов.

4. Создание высокоэффективных систем автоматического управления невозможно без учёта нестационарных аэродинамических сил и моментов, возникающих как по причине ветровых воздействий на самолёт, так и по причине возмущающих воздействий рулевых поверхностей.

5. Разработанный комплекс для проведения экспериментальных исследований аэродинамических характеристик рулевых поверхностей самолёта, включающий модель самолёта с устройством дистанционного управления закрылками и рулём высоты с системой регистрации законов их перемещения и углов установки, а также автоматизированную систему измерения и обработки результатов эксперимента, может быть использован для выполнения исследований по определению аэродинамических характеристик рулевых поверхностей в аэродинамической трубе.

6. Разработанная методика проведения эксперимента в аэродинамической трубе с использованием вышеуказанного комплекса позволяет определять как стационарные, так и нестационарные аэродинамические характеристики закрылков и руля высоты самолёта при различных законах их отклонений.

7. Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик рулевых поверхностей показали:

-396- имеются существенные отличительные особенности в формировании аэродинамических сил и моментов при квазиступенчатом отклонении руля высоты и закрылков на заданном угле атаки;

- характеристики переходного процесса формирования аэродинамических сил и моментов от отклонения рулевых поверхностей зависят от угла атаки и претерпевают существенные изменения на углах атаки, при которых имеет место изменение структуры обтекания;

- проведение комплексного эксперимента по определению стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик позволяет уверенно определить на малых углах атаки разностные переходные функции и использовать их в дальнейшем в качестве нестационарных аэродинамических характеристик.

8. Выявленные закономерности в формировании аэродинамических сил и моментов, обусловленные отклонениями рулевых поверхностей, позволяют сделать вывод, что с точки зрения адекватных управляющих воздействий пилота и особенно автоматических систем управления, представление о стационарности приращений аэродинамических сил и моментов является не корректным. В этой связи, целесообразно дополнить аэродинамические исследования существующих и находящихся в стадии разработки самолётов определением нестационарных характеристик их рулевых поверхностей по приведённой методике.

9. Методика учёта нестационарных добавок к коэффициентам аэродинамических сил и моментов позволила разработать нелинейную математическую модель динамики управляемого полёта самолёта, включающую разностные переходные аэродинамические функции рулевых поверхностей и позволяющую описать движение самолёта с учётом влияния предыстории.

Ю.Учёт нестационарности в приращениях аэродинамических сил и моментов как за счёт отклонения закрылков, так и за счёт отклонений руля высоты самолёта особенно значительно сказывается на движении самолёта в автоматическом режиме полёта.

-39711 .Исследования полёта самолёта методом математического моделирования при работе закрылков и руля высоты в режиме активного управления показали, что с увеличением частоты колебаний закрылков учёт нестационарности в приращениях аэродинамических сил и моментов закрылков и руля высоты приводит к заметному росту её влияния на параметры движения самолёта.

12. У чёт нестационарности по разработанной методике расширяет возможности математического моделирования динамики управляемого движения самолётов, использующих технику активного управления, и способствует повышению адекватности математических моделей, что, в свою очередь, позволяет проводить исследования по синтезу высокоэффективных систем активного управления и проводить анализ различных полётных ситуаций, связанных с воздействием на самолёт атмосферных возмущений и действиями сложных человеко-машинных систем.

13.В решении задач динамики управляемого полёта летательных аппаратов, оснащённых системами автоматического управления, реализовано комплексное моделирование управляющих воздействий различного типа, тесно связанных друг с другом:

- моделирование управляющих воздействий в операторной форме, для имитации работы бортовых вычислительных систем,

- имитация управляющих действий пилота методом форсированного управления.

В математической модели управляющих воздействий, в рамках комплексной математической модели динамики управляемого полёта, реализована модель работы автоматической системы штурвального управления (АСШУ) и вычислительной системы управления полётом (ВСУП), применительно к самолёту Ту-204, органически связанных с моделью лётчика. Совместная работа автоматических систем управления и модели пилота решена алгоритмическим путём, используя логический фильтр, согласующий их управляющие сигналы.

14.Моделирование работы автоматических систем управления, включённых в математический комплекс "самолёт - пилот - САУ - окружающая среда", выполнено в операторной форме и основано на реальных алгоритмах, используемых в бортовых вычислителях. Тем самым реализована возможность всестороннего исследования функционирования реальных систем автоматического управления в ожидаемых и сложных условиях эксплуатации, а также проводить исследования по совершенствованию этих систем. Исследование работы ВСУП на режиме "Стабилизация высоты" позволило внести изменения в алгоритм её работы, которые существенно уменьшили, а в некоторых случаях, полностью устранили высокочастотные колебания руля высоты самолёта Ту-204. Внесённые изменения в алгоритм ВСУП не изменили манеру пилотирования при существенном улучшении его качества.

15.Проведённые исследования посадки в автоматическом режиме управления с использованием разработанной модели курсоглиссадной системой и алгоритма работы ВСУП на режиме "Посадка" показали достаточную эффективность алгоритмов ВСУП в сложных условиях эксплуатации и позволяют давать рекомендации по изменению алгоритмов ВСУП с целью расширения эксплуатационного диапазона эффективного функционирования вычислительной системы управления полётом.

16.Математическая модель управляющих воздействий лётчика позволяет выполнять непрерывное моделирование любого полёта от взлёта до посадки, включая все подэтапы.

17.В основе модели лётчика заложен принцип форсированного управления, позволяющий определять потребное отклонение органа управления на каждом шаге управляющего воздействия, направленного на решение конкретной задачи пилотирования. Потребное отклонение органа управления определяется суммой реакций на разность наблюдаемых и заданных параметров движения с заданным коэффициентом усиления, включая демпфирование (реакцию на скорость изменения наблюдаемых параметров движения с заданным усилением).

18.Управляющие воздействия лётчика моделируются в рамках сценария полёта, включающего характерные события, задачи и процедуры пилотирования.

19.События полёта распознаются лётчиком с помощью критериев, позволяющих моделировать различные полётные ситуации и адекватные действия лётчика на различных подэтапах полёта и в особых случаях.

20.Управляющие сигналы лётчика могут формироваться с заданным шагом вмешательства в управление, что позволяет учитывать его индивидуальные особенности в решении конкретной задачи пилотирования.

21. Любая задача пилотирования включает в себя определение реакции лётчика на совокупность наблюдаемых параметров движения. Для каждого параметра движения может быть задан шаг наблюдения, границы невмешательства и нечувствительности. С одной стороны, эти параметры позволяют моделировать особенности конкретных приборов, регистрирующих параметры движения, с другой стороны, подбирать оптимальные законы управления в решении конкретных задач пилотирования.

22.Синтез законов штурвального управления в рамках форсированного, направленных на решение конкретных задач пилотирования в различных условиях эксплуатации, позволяет найти оптимальное способы управление (в том числе и не традиционные) и давать рекомендации по улучшению алгоритмов ВСУП на различных режимах её работы и рекомендации в РЛЭ по технике пилотирования.

23.В модели управляющих воздействий лётчика разработан способ пилотирования по принципу погони за движущейся "целью" (в продольном и боковом каналах управления). Этот способ позволяет эффективно решать задачи выравнивания на посадке в различных условиях эксплуатации и перехода на заданную высоту или направление движения с последующим удержанием самолёта на заданной траектории движения в условиях ограниченной дальности видимости. Дальность видимости моделируется заданным расстоянием до "цели". Изменение расстояния до "цели" влияет на строгость в управлении.

24.Для удержания заданной величины приборной скорости разработан универсальный алгоритм действий лётчика, направленных на управление тягой двигателей. Алгоритм основан на периодической (с заданным шагом наблюдений) оценке изменения воздушной скорости, в соответствии с величиной и знаком которого вычисляется потребное перемещение РУД. Наряду с изменяемым шагом наблюдений, может меняться область невмешательства лётчика в управление двигателями по отклонению от заданной величины приборной скорости.

25.В модели управляющих воздействий лётчика реализованы различные способы перехода от одной задачи пилотирования к другой при управлении одним и тем же органом управления. Способ пересчёта всех коэффициентов усиления при переходе от одной задачи пилотирования к другой позволяет моделировать степень нерешительности лётчика при выполнении принятого решения в сложных ситуациях и в условиях проявления отказов функциональных систем.

26.В модель управляющих воздействий лётчика включены процедуры управления, позволяющие придавать органам управления различные фиксированные целевые положения по заданным законам перемещения и с заданной скоростью.

27.В рамках моделирования аномальных атмосферных условий разработана математическая модель влияния дождя на аэродинамические характеристики самолёта и тяговые характеристики движителя. Алгоритм основан на математическом описании ударного воздействия капель дождя, изменения волнистости и шероховатости поверхности, обтекаемой дождём и определении дальности видимости.

28.По результатам моделирования посадки самолёта, на примере самолёта Ту-204, в условиях комплексного воздействия сдвига ветра и дождя был найден новый способ пилотирования. Координированное управление внутренними интерцепторами совместно с рулем высоты на выравнивании позволил при незначительном увеличении балансировочного угла атаки (без угрозы выхода на срывные режимы обтекания) существенно уменьшить величину вертикальной перегрузки в момент касания и устранить тенденцию самолета к самопроизвольному взмыванию после первого касания ВПП, что позволяет быстрее ввести процедуры торможения после опускания самолета на переднюю опору и, тем самым, сократить длину пробега.

29.По результатам проведённых исследований установлено влияние видимости на характер управляющих воздействий по принципу погони за "целью". Снижение видимости приводит к повышению строгости в управлении рулем направления, что позволяет удерживать самолет на оси ВПП при увеличении возмущающих факторов.

30.Разработан алгоритм влияния поля скоростей, обусловленного существованием в атмосфере кольцевого вихря на аэродинамические характеристики самолёта и проведена оценка влияния кольцевого вихря на динамику управляемого движения самолёта типа Ту-204 на этапе посадки.

31.По результатам моделирования был найден способ пилотирования самолётом Ту-204 при выполнении посадки в условиях существования кольцевого вихря в непосредственной близости от входной кромки ВПП. Основные отличительные особенности предлагаемого способа сводятся к следующему: на высоте круга захват глиссады совмещается с полным выпуском внутренних интерцепторов; движение по глиссаде выполняется с выпущенными интерцепторами и с высоты /7нв1 = 24,3 метра по центру масс начинается выравнивание самолёта путём управления рулём высоты по принципу погони за "целью" с переопределением расстояния до "цели"; начиная с высоты 7 метра (т.е. в момент пересечения торца ВПП или при условии изменения ветрового воздействия от встречного к попутному), для выполнения выравнивания подключаются внутренние интерцепторы. Закон управления интерцепторами полностью идентичен управлению рулём высоты на выравнивании, но без переопределения расстояния до "цели"; дросселирование двигателей следует выполнять с высоты 6,4 м по центру масс, т.е. перед самым касанием ВПП или в момент касания. Однако следует иметь ввиду, что снижение высоты начала дросселирования двигателей может привести к увеличению посадочной дистанции.

32.Использование математической модели атмосферных явлений и разработанного способа учёта их влияния на аэродинамические характеристики самолёта позволило найти способ решения обратной задачи динамики полёта по определению ветрового режима и интенсивности дождя по записям самолётных регистраторов параметров полёта и информации о дальности видимости в зоне полёта.

33.На основании оцифрованных данных МСРП-А был проанализирован и смоделирован полёт самолёта Ту-204 (уход на второй круг с имитацией отказа двигателя) для оценки адекватности математической модели. Моделирование выполнено путём выявления и применения характерных событий, процедур и задач пилотирования на подэтапах полёта. Сравнительный анализ результатов математического моделирования с данными лётных испытаний в основном показал совпадение рассмотренных параметров движения в пределах точности регистрации этих параметров.

34.Комплексное моделирование динамики управляемого движения самолёта с системами автоматического управления, включающее учёт нестационарности по разработанной методике, моделирование работы АСШУ, ВСУП, адекватных действий экипажа и атмосферных явлений различного характера позволяет более точно и объективно судить о причинах возможных лётных происшествий и поведении самолёта, использующего автоматические системы управления, в сложных метеоусловиях. Всё это в конечном итоге позволяет повысить безопасность полётов, расширить диапазон лётной эксплуатации самолётов и сократить объём лётных испытаний.

-403

1. Теоретическое исследование с использованием ЭВМ методов пилотирования на взлёте и посадке в условиях бокового ветра и влияние его на ВПХ самолётов ГА для сухой и покрытой осадками ВПП, отчёт/ То-тиашвили Л.Г., №Б553798. Рига: РКИИ ГА, 1976, 107 с.

2. Thomas R.W. An investigation of the impact of aerodynamic lags an dynamic flight characteristics. AIAA Pap., 1981, № 1892, 8 pp., ill.

3. Nakao Susumu, Nakaquchi Hirosci. On the Reverse Effectiveness and the time-lag of a spoiler. Journal of the Japan Society of Aeronautical and Space Sciences, vol. 20, № 217, 1967.

4. Табачников В.Г. О гистерезисе стационарных аэродинамических характеристик при скольжении. М.:ЦАГИ, вып. 2290, 1985, с. 100-119.

5. Квашнин Г.А., Курьянов А.И., Столяров Г.И. Некоторые особенности движения самолёта на больших углах атаки. М.: Учёные записки ЦАГИ, том XI, № 5, 1980, сс. 157 - 161.

6. Тотиашвили Л.Г. Аэродинамические проблемы, связанные с разработкой цифровых математических моделей "самолёт пилот - среда". В кн.: Цифровое моделирование движения воздушных судов гражданской авиации в сложных условиях. - Рига: 1983, сс. 3-9.

7. Техническая информация (серия: авиационная и ракетная техника). -М.: ЦАГИ, № 7, 1985, сс. 1 24.

8. Техническая информация (серия: авиационная и ракетная техника). -М.: ЦАГИ, № 17, 1986, сс. 1 34.

9. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в нестационарном потоке газа. М.: Наука, 1971, - 768 с.

10. Аэродинамика неустановившегося движения. М.: ЦАГИ, вып. 725, 1958,- 119 с.

11. Васюхно Ф.И., Доценко В.И., Тюнин H.H. Автоматизация измерений нестационарных аэродинамических характеристик моделей в аэродинамических трубах. В кн.: Цифровое моделирование движения воздушных судов ГА в сложных условиях. Рига: 1983, сс. 71 - 79.

12. Гребёнкин A.B. Анализатор гармоник для определения коэффициентов вращательных производных. В отчёте по НИР/РКИИ ГА. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № г.р. 01.830039819; инв. № 0284.0044517. -Рига: 1983, сс. 61-71.

13. Вольтерра В. Теория функционалов, интегральных и интегро-дифференциальных уравнений. М: Наука, 1982, - 304 с.

14. Авиация: Энциклопедия. Гл. ред. Г.П. Свищёв. М: Большая Российская Энциклопедия, 1994. - 736 е.: ил.

15. Гребёнкин A.B., Санников В.А., Френкель М.А. Аэродинамические вопросы безопасности и экономичности эксплуатации воздушных судов. Рига: РАУ, 1992, 181 с.

16. Гребёнкин A.B. Математическое моделирование посадки летательного аппарата в условиях ветрового воздействия типа "микровзрыв". Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия: "Аэромеханика и прочность". Москва: МГТУ ГА, 1998, сс. 43 56.

17. Исследование на ЭВМ посадки и ухода на второй круг самолёта Як-42 в условиях дождя и ветра, отчёт/ Тотиашвили Л.Г., инв.№ 0288.0030293. Рига: РКИИ ГА,1987. - 109 с. Отв. исполнитель Гребёнкин А.В.

18. Р. Haines, J. Luers "Aerodynamic Penalties of Heavy Rain on Landing Airplanes ", Aircraft, 1983, February, t.20,№ 2, pp 111-119.

19. Муратов A.A., Страдомский О.Ю., Юрасов A.B., Волынцев А.В. Особенности полёта в условиях интенсивных осадков. Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия: "Аэромеханика и прочность". Москва: МГТУ ГА, 1998, сс. 75-77.

20. Ljundstraem B.L.G. "Wind Tunnel & investigation of Simulated Hear Frost on a 2 Dimensional wing Section with and without Slight Sift Devices"/ Aeronautical Research Institute of Sweden, Rapport AU - 902, 1971.

21. Демидович Б.П. и др. Численные методы анализа. М.: Наука, 1967.

22. Гребенкин A.B. Способ управления движением самолета при посадке. Авторское свидетельство № 1819805. Заявка № 4772842. Приоритет изобретения от 22.12.89. Зарегистрировано 12.10.92.

23. Гребенкин A.B. Автоматическое управление тягой двигателя. В кн.: Тез. докл. Международная научно-техническая конференция. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники. -Егорьевск, ЕАТК ГА, 1995, сс. 166-167.

24. Гребёнкин А.В. Анализатор гармоник для определения коэффициентов вращательных производных. В отчете по НИР/РКИИ ГА. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № г.р. 0183.0039819; инв. № 0284.0044517. Рига: 1983,сс.61-71.

25. Гребёнкин А.В. Летательный аппарат. Авторское свидетельство 1340010. Положительное решение от 25.09.86.

26. ГА. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № г.р. 018380065902; инв. № 0289.0030549. Рига: 1988,99с.

27. Гребёнкин A.B. Вопросы нестационарной аэродинамики применительно к системам активного управления. В кн.: Тезисы докл. III НТК молодых ученых РКИИ ГА. Рига, 1984. 1с.

28. Гребёнкин A.B. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик управляемых поверхностей системы активного управления. В кн: Математическое моделирование задач динамики и безопасности полетов в ГА. Сборник научных трудов. Рига, 1987. Зс.

29. Гребёнкин A.B. Создание усовершенствованных математических моделей определения соответствия ВПХ самолетов ГА с применением

30. ЭВМ и исследование динамики движения самолета по ВПП, покрытой атмосферными осадками: отчет по НИР. Руководитель темы: Тотиа-швили Л.Г. № ГР 0186.0069671, инв. № 0287.0031842, Рига: РКИИ ГА, 1986. 106 с.

31. Гребёнкин А.В. Анализ методов определения соответствия ВПХ самолетов ГА НЛГС и разработка рекомендаций по их совершенствованию: отчет по НИР. Руководитель темы: Тотиашвили Л.Г. № ГР 0186.0063671, инв. № 0286.0101150, Рига: РКИИ ГА, 1986. 56 с.

32. Гребёнкин А.В., Тотиашвили Л.Г. Определение по данным МСРП внешних возмущений, действующих на самолет, на примере расследования летного происшествия. В кн.: Межвузовский сборник научных трудов. Москва: МИИГА, 1992, 12 с.

33. Гребёнкин А.В. Математическое моделирование ветрового воздействия типа "микровзрыв". В кн.: Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия "Аэромеханика и прочность". Москва: МГТУ ГА, 1998, 107 с.

34. Гребёнкин А.В. Математическое моделирование посадки летательного аппарата в условиях ветрового воздействия типа "микровзрыв". В кн.: Научный вестник МГТУ ГА №2. Серия "Аэромеханика и прочность". -Москва: МГТУ ГА, 1998, 107 с.

35. A. Grebyonkin Matematical modeling of Tu-204 aircraft landing under the conditions of a cross wind, heavy shower and runway limited visibility. 5th international Conference AIRCRAFT AND HELICOPTERS' DIAGNOSTICS AIRDIAG'97. Warsaw, 1998, 485 pages.

36. Логачёв Ю.Г., Медведев А.Н. Расчёт аэродинамических характеристик крыльев, их вихревого следа и поля скоростей кольцевого атмосферного вихря с учётом влияния экрана земли. Методические указания. Рига: РКИИ ГА, 1990.

37. Эткин Б. Турбулентный ветер и его воздействие на полёт. Пер. ВЦП № 81/40244.-М.: 1981,240 с.

38. Активные системы управления самолётов. Часть II. М.: БНТИ ЦАГИ, №499, 1976,- 168 с.

39. Активные системы управления самолётов. Часть I. М.: БНТИ ЦАГИ, №479, 1975,- 145 с.

40. Исследования по аэроавтоупругости. /Под общей редакцией Белоцер-ковского С.М./. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, вып. 1302, 1772,-236 с.

41. Hwang Chintsun and Kesler Don. Aircraft active controls new ere in design. Astronauts and Aeronautics, 1983, v. 21, VI, № 6, p. 70 - 79, 85.

42. Калинин И.В., Устинов A.C. Влияние нестационарности обтекания на эффективность автоматической системы парирования ветровых порывов.-М.: ЦАГИ, вып. 2101, 1981,-21с.

43. Hood R. V. Active Controls Changing the Rules of structural Design/ Astronauts and Aeronautics, 1972, VII, v. 10, № 8, p. 50 55, ill.

44. Chrer W. T. The performance Benefits Derived for the Supersonic Transport thraught a New Approach to Stability Augmentation. AIAA Pap., 1971, № 71 - 785, New York, 9 p.

45. Analysis and Testing of stability Augmentation Systems Final Report. NASA CR- 132349,123 p., ill. Bibl. 6 NN.

46. Shomber H. А. , Hollaway R.B. Advanced control for Commercial Transport Aircraft. SAE Preprint № 740453, 1974, 13 р., ill., Bibl. 27 NN.

47. Alan E. Diehl Does cockpit management training reduce aircrew error. McGraw-Hill, 1999.

48. Аэромеханика самолёта (под ред. Бочкарёва А.Ф.). М.: Машиностроение, 1977. - 315 с.

49. Баранов А.А., Сорокин Э.И., Тотиашвили Л.Г. Аэродинамика и динамики полёта транспортных летательных аппаратов. Кн. вторая. Динамики полёта. Рига: РКИИГА, 1970. - 624 с.

50. Динамика полёта (под. ред. Мхитаряна А.М.). М.: Машиностроение, 1978.-424 с.

51. Галлай М.Л. Особенности пилотирования реактивных самолётов. М.: Изд. ДОСААФ, 1962. - 194 с.

52. Желудев Л.В. и др. Основы анализа лётной деятельности и пути обеспечения безопасности полётов в гражданской авиации. М.: МГА, 1968.-237 с.

53. Жуков А.Я., Ципенко В.Г. Динамика полёта. Движение летательного аппарата как материальной точки, ч. I-IV. М.: МИИГА, 1983. - 416 с.

54. Касьянов В.А., Ударцев Е.П., Смыков В.Г., Егоров Г.С. Повышение эффективности исследований динамики полёта ВС применительно к проблемам эксплуатации полётов. М.: №1, ДСП, 1982. - сс. 21 - 27.

55. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полёт на предельных режимах. М.: изд. МО СССР, 1977.-239 с.

56. Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. лётные испытания самолётов. М.: Машиностроение, 2-е изд., 1968. - 423 с.

57. Наставление по производству полётов в гражданской авиации (НПП ГА 85). М.: Воздушный транспорт, 1985. - 254 с.

58. Нормы лётной годности гражданских самолётов СССР (НЛГС-3). М.: Межведомственная комиссия по нормам лётной годности гражданских самолётов и вертолётов СССР, 1984. - 464 с.

59. Калачёв Г.С. Самолёт, лётчик и безопасность полётов. М.: Машиностроение, 1979. - 222 с.

60. Лысенко Н.М. Динамика полёта. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М.: Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1967. - 639 с.

61. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолёта. М.: машиностроение, 1975. - 328 с.

62. Доброленский Ю.П. Динамика полёта в неспокойной атмосфере. М.: Машиностроение, 1969. -251 с.

63. Наумов С.Я., Обручев А.Г., Грязин В.Е. Пути повышения безопасности полёта самолёта в условиях сдвига ветра. В кн.: Безопасность пол 1 та в условиях опасных внешних воздействий. - Киев: КИИГА, 1982. - сс. 26 - 32.

64. Шпилев K.M., Круглов А.Б. Самолёт и природно-климатические условия. М.: Изд. МО СССР, 1972ю - 176 с.

65. Pilot Wide Better WX, Wind Information. Air Line Pilot, v. 51, №11, 1982.

66. Safe Flight Wind Shear Warning System for Republic Airlines. Interavia Air Lett, №10280, 1981.

67. Котик М.Г. Динамика взлёта и посадки самолётов. М.: Машиностроение, 1984. - 256 с.

68. Лигум Т.И. Аэродинамика самолёта Ту-134А. М.: Транспорт, 1975. -320 с.

69. ЮО.Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарёв A.B., Юрский С.И. Аэродинамика самолёта Ту-154. М.: Транспорт, 1977. -304 с.

70. Ю1.0стославский И.В. Аэродинамика самолёта. М.: Оборонгиз, 1957. -560 с.

71. Ю2.0стославский И.В., Стражева И.В. Динамика полёта. Траектории летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1969. - 492 с.

72. ЮЗ.Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полёта. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1965. -463 с.

73. Анализ динамики взлётных режимов самолёта Як-42 в особых ситуациях. Отчёт по НИР/ММЗ "Скорость"; руководитель Сушко В.В. -Инв. Як-42-РРЗ-1.024 М.: ММЗ "Скорость", т. I, ДСП, 1982. - 48 е.: ил. - Отв. исполнитель Феногенов Д.А.

74. Анализ существующих математических моделей и создание унифицированных её блоков. Отчёт по НИР/МИИГА; руководитель Рощин В.Ф. № ГР 81008116; инв. № 6990526 - М, 1981. - 76 е.: ил. - Отв. исполнитель Ципенко В.Г.

75. Разработка уравнений движения самолёта по ВПП. Отчёт по НИР/ Московский институт инженеров гражданской авиации (МИИГА); руководитель Рощин В.Ф. № ГР 01820090380; инв. № 02830005193 -М., 1982. - 52 е.: ил. - Отв. исполнитель Ципенко В.Г.

76. Байкулова Н.И., Кузьмина Е.Ю., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. К вопросу об исследовании математической модели пилота при управлении самолётом на этапе взлёта. В кн.: Методы инженерного обеспечения безопасности полётов. - М.: МИИГА, 1985. - сс. 88-95.

77. Байкулова Н.И., Кузьмина Е.Ю., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. О математическом моделировании взлёта транспортного самолёта в сложных метеоусловиях. В кн.: Методы инженерного обеспечения безопасности полётов. - М.: МИИГА, 1985. - сс. 95-102

78. Моисеев Е.М., Ципенко В.Г. Особенности посадки транспортных самолётов в условиях сдвига ветра. В кн.: Методы инженерного обеспечения безопасности полётов. - М.: МИИГА, 1985. - сс. 80 - 87.

79. Моисеев Е.М., Ципенко В.Г. На скользкой ВПП. В журнале: Гражданская авиация. - М.: №12,1986. - сс. 27 - 29.

80. Моисеев Е.М., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. О математическом моделировании взлёта и посадки транспортных самолётов в сложных метеоусловиях. -В кн.: Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полётов. М.: МИИГА, ДСП, 1986. - сс. 45 - 49.

81. Рощин В.Ф., Астауров В.Б., Судинина Н.В., Уткин А.И., Ципенко В.Г. Математическая модель, описывающая поведение вертолёта, транспортирующего груз на внешней подвеске. В кн.: Прикладная аэродинамика. - Киев: КИИГА, №2, 1976. сс. 69 - 76.

82. Бин Г.Е. Система моделирования полёта самолёта. Л.: Ленинградский дом научно - технической пропаганды, пер. № 1476, 1972. - 41 с.

83. Вопросы кибернетики. Проблемы создания и применения математических моделей в авиации (под ред. Белоцерковского С.М.). М.: Кибернетика, 1983. - 168 с.