автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.07, диссертация на тему:Методы технической диагностики аэродинамического состояния воздушных судов

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ УКРАИНЫ Киевский международный университет гражданской авиации

ИЩЕНКО Сергей Александрович /

V

УДК 656.052.001.57:629.735.015.3

МЕТОДЫ ТЕХНИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Специальность 05.07.07 - испытание летательных аппаратов и их систем

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Киев 1998

Диссертация является рукописью

Работа выполнена в Киевском международном университете гражданской авиации, Министерство образования Украины

Научный консультант: доктор технических наук, профессор Касьянов Владимир Александрович Киевский международный университет гражданской авиации, заведующий кафедрой теоретической механики

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор Холявко Владимир Ильич

Государственный аэрокосмический университет (ХАИ), заведующий кафедрой аэрогидродинамики;

доктор технических наук, профессор Сафронов Александр Васильевич

Центральный научно-исследовательский институт вооружения и военной техники, главный научный сотрудник;

доктор технических наук, профессор Кулик Николай Сергеевич

Киевский международный университет гражданской авиации, заведующий кафедрой авиационных двигателей

Ведущая организация:

Авиационный научно-технический комплекс им. O.K. Антонова

Защита состоится " 17 " декабря 1998 г. в 14:30 на заседании специализированного ученого Совета Д 26.062.05 при Киевском международном университете гражданской авиации по адресу: 252058, Киев-58, Проспект Космонавта Комарова 1, КМУГА.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КМУГА. Автореферат разослан " 16 " ноября 1998 года.

Ученый секретарь

специализированного ученого Совета,

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

В течение последнего десятилетия авиакомпании стран СНГ эксплуатируют воздушные суда (ВС), имеющие значительную величину наработки как планера, так и силовой установки. Общеизвестно, что износ и старение ухудшают физические характеристики ВС, обеспечивающие его способность совершать безопасный полет в диапазоне расчетных условий эксплуатации. Изменение характеристик ВС зависит также от особенностей проектирования, технологии производства, физико-химических свойств используемых материалов, условий эксплуатации и ремонта. Вследствие этого, а также в результате естественного разброса свойств, размеров и взаимного расположения элементов планера и двигателей, обусловленных как наличием технологических допусков, так и накоплением остаточных деформаций, ВС приобретают индивидуальные отклонения аэродинамических и летно-технических характеристик (индивидуальные особенности). Оценка причин появления индивидуальных особенностей у ВС, учет последствий их проявления и влияния на безопасность и экономичность полетов является важнейшей практической задачей, связанной с проблемой сохранения летной годности ВС в процессе их,эксплуатации. Это порождает необходимость разработки методов и средств, позволяющих выявлять в процессе эксплуатации индивидуальные особенности конкретного ВС, устанавливать степень их влияния на безопасность полетов и, в случае допустимости этих особенностей, производить эксплуатацию ВС с их учетом.

Тематика диссертационных исследований соответствует направлению деятельности ИКАО по сохранению летной годности ВС в процессе эксплуатации. В руководстве по сохранению летной годности (ИКАО, Док. 9642-АМ/941) одним из пунктов концепции сохранения летной годности является разработка и внедрение программ, обеспечивающих поддержание летно-технических характеристик и надежности самолетных и двигательных систем стареющих ВС на заданном уровне.

В ряде указов Президента Украины, касающихся деятельности гражданской авиации, имеются разделы, связанные с поддержанием летной годности воздушных судов:

"Про невщкладш заходи щодо впорядкування державного регулювання Д1я-льносп ашацн в Укрш'т" от 21 ноября 1996г.

"Про невщкладш заходи щодо забезпечення безпеки ав1°аци Украши" от 15 января 1998г.

В этих указах подчеркивается важность и насущная необходимость:

- разработки мероприятий по обеспечению безопасности полетов ;

- внедрения в авиационную деятельность передовых технологий, повышения эффективности использования научно-технического потенциала Украины для развития авиации;

- обеспечения научного сопровождения развития гражданской авиации, задачами которого является разработка и внедрение прогрессивных технологий технического обслуживания и летной эксплуатации авиатехники;

- проведения проверки состояния летной годности государственных воздушных судов.

Цель диссертационной работы

Цель диссертационной работы состоит в повышении экономической эффективности и уровня безопасности полетов воздушных судов путем установления и анализа причин, приводящих к появлению индивидуальных особенностей у ВС, оценке степени их влияния на изменение летно-технических характеристик конкретного ВС, разработке методик учета и частичной компенсации влияния индивидуальных особенностей на характеристики ВС.

Основные задачи исследований

. Для достижения указанной цели в работе решены следующие основные задачи:

- произведен анализ метрологических характеристик бортовых систем регистрации полетной информации;

- произведен анализ и разработаны методы повышения достоверности зарегистрированной полетной информации;

- обоснован необходимый перечень контролируемых в процессе эксплуатации летно-технических характеристик, обеспечивающий адекватное определение индивидуальных особенностей конкретного ВС;

- разработана и эксплуатируется автоматизированная система контроля и диагностики аэродинамического состояния ВС в процессе эксплуатации;

- разработана и оттестирована математическая модель полета самолета Ил-86 как материального тела конечных размеров с возможностью ввода факторов, приводящих к индивидуальным особенностям;

- проведен анализ вероятных факторов, приводящих к появлению индивидуальных особенностей ВС и выполнено математическое моделирование с целью исследования их влияния на летно-технические характеристики ВС;

- разработан метод оценки значений конкретных факторов, приводящих к появлению индивидуальных особенностей ВС, по данным эксплуатационных полетов самолетов;

- разработаны методики частичной компенсации влияния индивидуальных особенностей на летно-технические характеристики ВС;

- разработаны требования, перечень задач, алгоритмы, программная и аппаратная реализация персонального компьютера летчика, позволяющего производить расчет летно-технических характеристик конкретного экземпляра ВС с учетом его индивидуальных особенностей.

Научная новизна работы Разработан комплекс методов и методик, способствующих повышению эффективности использования и уровня безопасности полетов стареющего парка воздушных судов путем выявления, учета и частичной компенсации их индивидуальных особенностей.

1. Разработана методика повышения достоверности данных, зарегистрированных штатными системами сбора полетной информации.

2. Разработана методика исследований влияния индивидуальных особенностей на изменение летно-технических характеристик ВС.

3. Разработана методика оценки индивидуальных особенностей конкретного ВС в процессе эксплуатации.

4. Разработана методика расчета реальных летных характеристик конкретного ВС, учитывающая его индивидуальные особенности.

5. Разработана методика частичной компенсации влияния индивидуальных особенностей на расходные характеристики конкретного ВС.

6. Разработан метод разделения влияния индивидуальных особенностей двигателя и планера на расходные характеристики ВС.

Практическая ценность работы состоит в решении задач эксплуатации ВС с учетом присущих им индивидуальных особенностей, что имеет важное значение для повышения экономической эффективности и обеспечения заданного уровня безопасности полетов. Для этого:

1. Определены метрологические характеристики параметров, регистрируемых магнитными самописцами режимов полета МСРП-256 (МСРП-64), по результатам исследования их измерительного тракта.

2. Разработаны основные виды обеспечения автоматизированной системы контроля аэродинамического состояния ВС в процессе эксплуатации. Создана и внедрена в эксплуатацию автоматизирована система контроля летных характеристик самолетов Ил-86 и Ту-154.

3. Определен перечень основных факторов, приводящих к появлению индивидуальных особенностей у ВС. Показаны последствия влияния индивидуальных особенностей конкретного ВС на его летные характеристики.

4. Разработан комплекс программ формирования математических моделей номограмм летно-технических характеристик из руководства по летной эксплуатации, необходимых для создания математического обеспечения персонального компьютера летчика.

5. Рассчитаны функции коррекции летных характеристик для самолетов Ил-86, Ил-62М, Ту-154 авиакомпаний "Украина", "Авиалинии Украины", "Узбекистан Хаво Йуллари", позволяющие повысить экономическую эффективность и уровень безопасности полетов стареющего парка воздушных судов.

6. Разработаны и внедрены в эксплуатацию персональные компьютеры летчика (ПКЛ) для самолетов Ил-86, Ил-62М, Ан-124-100. По типам ВС внедрение ПКЛ производилась на базе следующих предприятий:

- ПКЛ Ан-124-100 - в авиакомпании "Волга-Днепр", г. Ульяновск;

- ПКЛ Ил-86 - в авиакомпании "Узбекистан Хаво Йуллари", г. Ташкент;

- ПКЛ Ил-62М - в авиакомпаниях "Авиалинии Украины" и "Украина", г.

Киев.

На ПКЛ апя самолета Ил-86 получено положительное заключение отдела аэродинамики АК им. C.B. Ильюшина и акт внедрения в авиакомпании "Узбекистан Хаво Йуллари". На ПКЛ для самолета Ил-62М получен акт по результатам подконтрольной эксплуатации в авиакомпании "Авиалинии Украины", акты внедрения в авиакомпаниях "Авиалинии Украины" и "Украина" и Сертификат на изделие, выданный Укравиатрансом. На ПКЛ для самолета Ан-124-100 получен акт по результатам подконтрольной эксплуатации в авиакомпании "Волга-Днепр" и акт внедрения в авиакомпании "Волга-Днепр".

Апробация результатов диссертации

Основные результаты диссертационного исследования докладывались и обсуждались на следующих конференциях и научно-технических семинарах:

- V Всесоюзная научно-практическая конференция "Безопасность полетов и профилактика авиационных происшествий", ноябрь, 1988 г. - Ленинград, ОЛАГА;

- Научно-техническая конференция "Внедрение методов контроля и диагностики, аэродинамического состояния судов ГА", сентябрь, 1990 г. - Киев, РДЭНТП;

- Научно-координационный экспертный совет по науке, технике и кадрам Ассоциации эксплуатантов воздушного транспорта "Аэрофлот", апрель, 1993 г. -Москва;

- II Международная научно-техническая конференция "Методы управления системной эффективностью функционирования электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов", май, 1993 г. - Киев. КНИГА;

- Международная научно-техническая конференция "Современные научно-технические проблемы гражданской авиации", май, 1996 г. -Москва. МГТУГА;

- Международная научно-техническая конференция "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях" - май, 1997 г. -Киев. КМУГА.

Результаты исследований нашли практическое применение в научно-исследовательских работах по выполнению хозяйственных договоров в КМУГА и применены на практике как в Государственных органах регулирования деятельности гражданской авиации Украины, России и Узбекистана, так и в отдельных авиакомпаниях.

-Публикации

Основные результаты исследований опубликованы в 15 статьях в сборниках научных трудов (6 из которых написаны индивидуально), в 12 материалах и тезисах четырех Международных научно-технических конференций, одном авторском свидетельстве.

Структура н объем работы

Диссертационная работа состоит из введения, семи глав, выводов, списка литературы из 183 наименований и двух приложений. Общий объем работы -367 страница, в том числе 100 рисунков и 26 таблиц на 30 стр., а также приложения на 16 стр.

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Во введении раскрыта важность поставленной проблемы, обоснована актуальность темы, показаны основные положения, определяющие научное и практическое значение работы.

В первой главе рассмотрено современное состояние проблемы контроля и диагностики аэродинамического состояния ВС. Раскрыто значение таких понятий, как аэродинамическое состояние ВС, индивидуальные особенности ВС. Приведены объективные свидетельства существования индивидуальных особенностей и их изменения в процессе эксплуатации. Рассмотрены в общих чертах факторы, способные вызвать отклонение летных характеристик ВС от нормированных значений. Указано на то, что до настоящего времени учету индивидуальных особенностей в эксплуатации не уделяется должного внимания. Приведены примеры, когда их неуче приводил к летным происшествиям и предпосылкам к ним, к снижению топливной эффективности и экономичности эксплуатации ВС.

Показана необходимость, во-первых, проведения исследований, которые позволили бы выявить основные факторы, вызывающие изменения аэродинамических и летно-технических характеристик ВС в процессе их длительной эксплуатации. Во-вторых - разработки универсальных методик определения последствий влияния различных факторов на изменение ЛТХ конкретного ВС. В-третьих - разработки методов, позволяющих в эксплуатации компенсировать, насколько это возможно и экономически целесообразно, влияние выявленных индивидуальных особенностей на изменение ЛТХ конкретного ВС.

Рассмотрены различные факторы, вызывающие или способствующие возникновению индивидуальных особенностей. Указано, что влияние каждого из факторов весьма разнообразно, однако возможен и такой подход, когда влияние этих факторов рассматривается через конечный результат - изменение аэродинамического состояния ВС. При этом главное внимание уделяется не фактору, обусловившему появление данного изменения, а его влиянию на безопасность и эффективность применения данного экземпляра ВС и возможность полной или частичной компенсации этого изменения.

В такой постановке рассмотрены методы диагностирования аэродинамического состояния воздушных судов, т.е. методы получения значений характеризующих его параметров. Рассмотрены средства и оборудование для проведения прямого и косвенного диагностирования, выполнен анализ их возможностей и метрологических характеристик. Показано, что в эксплуатации наиболее приемлемым является метод косвенного функционального диагностирования, при котором аэродинамическое состояние ВС определяется непосредственно через

изменение летных характеристик, значения которых вычисляются путем обработки данных, фиксируемых бортовыми регистраторами полетной информации непосредственно в эксплуатационных полетах. Рассмотрены существующие системы наземно-бортового контроля состояния ВС, их возможности, решаемые задачи и получаемые ими параметры.

Рассмотрено влияние конкретных индивидуальных особенностей на летные характеристики ВС по данным литературных источников. Указано, что отдельные индивидуальные особенности могут приводить к увеличению лобового сопротивления на 10 - 20 %, перерасходу топлива на 10 - 15 %, увеличению дистанции разбега на 12 %, уменьшению максимально допустимой взлетной массы на 15 - 25 % и т.д., хотя изменение порождающих индивидуальные особенности факторов часто лежит в диапазоне 1 - 3 %. Поэтому точностные характеристики систем регистрации и методы обработки полетной информации должны позволять достоверно обнаруживать такие изменения.

В заключение показано, что исследование изменения летных характеристик в процессе эксплуатации возможно только при разумном сочетании средств анализа полетной информации, получаемой в эксплуатационных полетах и в летных испытаниях, методов математического моделирования и аналитических методов, а также исследований на пилотажных стендах. Исходя из выполненного анализа сформированы цель и задачи настоящего исследования.

Во второй главе выполнен синтез системы диагностирования летно-технических характеристик воздушных судов в процессе эксплуатации. Показано, что используемые в настоящее время в гражданской авиации системы автоматизированного сбора и обработки полетной информации не обеспечивают возможности централизации информации, получаемой из различных, независящих друг от друга источников, комплексного ее обобщения при решении задач технической диагностики и летной эксплуатации. Такая организация не удовлетворяет требованиям системного использования и обобщения результатов обработки полетной, диагностической и технической информации. Показано, что в качестве комплексных показателей состояния ВС ГА наиболее целесообразно использовать летные характеристики и характеристики устойчивости и управляемости, контролируемые в процессе эксплуатации. Их использование в процессе эксплуатации ВС позволяет решать задачи:

• определения соответствия характеристик ВС требованиям норм летной годности (НЛГС-Е ) в процессе эксплуатации;

• оценивания влияния различных факторов (в том числе и факторов технического состояния) на изменение летных характеристик и характеристик устойчивости и управляемости;

• прогноза на ожидаемые условия эксплуатации тенденций изменения летных характеристик и характеристик устойчивости и управляемости в процессе эксплуатации;

• определения индивидуальных особенностей конкретного ВС;

\

• повышения уровня безопасности и экономической эффективности эксплуатации конкретного ВС путем выработки рекомендаций по летной эксплуатации с учетом его индивидуальных особенностей.

Практическая реализация перечисленных выше задач предполагает получение достоверной информации о показателях, характеризующих текущее состоянии ВС. С этой целью произведена оценка информационных возможностей бортовых систем регистрации полетной информации.

Вопросы оценки погрешностей измерительного тракта штатных регистраторов режимов полета (МСРП) являются первоочередными, т. к. ими определяется достоверность исходной полетной информации, которая обусловлена влиянием следующих факторов:

- погрешностями измерительного канала системы регистрации;

- погрешностями логических признаков, определяющих расчетные сечения, в которых определяется оценка соответствующей характеристики;

- погрешностями алгоритмов вычисления соответствующих характеристик (если оценка является результатом косвенного измерения).

Ввиду сложности прямого суммирования погрешностей, обусловленного сложностью (многозвенностью) системы регистрации, наличием большого числа влияющих факторов и, как следствие, необходимостью оперировать многомерными законами распределения случайных величин, для анализа погрешностей был использован аппарат теории информации, который позволяет установить интервал неопределенности результата измерения строго математически для любого закона распределения, устраняя произвол, неизбежный при назначении различных значений доверительной вероятности.

Согласно 16-й теоремы К. Шеннона, дезинформационное действие помехи определяется энтропией

где р{х) - плотность вероятности соответствующего закона распределения погрешности измерения. Количество информации, полученное в результате измерения равно

где Н{Х) - энтропия измеряемой величины до ее измерения; Н^Х/Х^)- энтропия действительного значения х измеряемой величины вокруг полученного после измерений Х„, т.е. энтропия погрешности измерений.

По указанной методике был выполнен анализ метрологических характеристик системы МСРП-256. При анализе установлено, что суммарная приведенная погрешность регистрации для большинства параметров составляет 2 - 2,8 %, а погрешность регистрации отдельных параметров превосходит 3 %, то есть близка по величине к отклонениям параметров, определяющих наличие индивидуальных особенностей ВС. Следовательно, точность регистрации для целей вы-

+оо

Н(Х) = - ¡р(х) 1пр(х)с1х,

явления небольших отклонений летных характеристик явно недо». тодах преодоления этой трудности будет сказано ниже.

Далее рассмотрена номенклатура летно-технических характерна душных судов, подлежащих определению на различных этапах полета, с . м определения степени соответствия этих характеристик требованиям Единых норм летной годности и оценки допустимости эксплуатации ВС, имеющих такие отклонения. Номенклатура характеристик рассматривается в зависимости от этапов полета. Указано на необходимость устранения влияния техники пилотирования на получаемые оценки летных характеристик ВС.

Исходя из поставленных задач была разработана структурная схема автоматизированной системы контроля и диагностики аэродинамического состояния ВС в процессе эксплуатации.

В третьей главе выполнен анализ и разработаны методы повышения достоверности результатов диагностирования летно-технических характеристик воздушных судов. Как было установлено, точность регистрации данных штатной бортовой системой недостаточна для надежного выявления отклонений летно-технических характеристик. Зарегистрированные данные отягощены случайными и систематическими погрешностями, а также сбоями. Кроме того, некоторые параметры, необходимые для выявления индивидуальных отклонений летных характеристик, системой не регистрируются. Поэтому в главе 3 поставлена и решена задача уменьшения погрешностей данных, получаемых системой регистрации.

Указанная задача разбита на несколько подзадач, а именно:

1) удаление аномальных измерений, обусловленных сбоями оборудования;

2) разработка методов расчета алгоритмов сглаживания и дифференцирования для удаления случайных погрешностей;

3) разработка методов исключения систематических погрешностей из результатов измерения.

Предполагается, что результат измерения любого параметра можно представить в виде:

где у, (0 - измеренное значение /-го параметра; Хг мультипликативная составляющая погрешности измерения; - г,)- истинное значение /-го параметра; т, - временный сдвиг между регистрируемыми параметрами, вызванный работой коммутатора сигналов системы регистрации; Ь, - аддитивная составляющая погрешности измерения; \ - случайная составляющая погрешности измерения.

Для удаления аномальных измерений использована четырехэтапная процедура "Тьюки 53Х", основанная на свойстве медианы, как робастной оценки среднего. Процедура опробована и показала хорошие результаты при обработке данных реальных полетов самолетов Ил-86, Ту-154 и Ту-204.

Предлагаемые методы расчета алгоритмов сглаживания и дифференцирования основаны на следующих свойствах обрабатываемых параметров: случайные составляющие погрешности \ не коррелированны и имеют нулевые сред-

ние, что показано в главе 2; сами параметры являются гладкими функциями в том смысле, что их можно хорошо аппроксимировать в последовательных интервалах времени степенными полиномами. Последние удобны в том смысле, что оценку производной обрабатываемого параметра можно легко получить, продифференцировав полученный полином.

Особенностью предлагаемого метода является то, что при проектировании алгоритмов сглаживания и дифференцирования контролировалась полоса пропускания алгоритма, которая должна соответствовать частотному диапазону обрабатываемого процесса. Для определения частотной характеристики применяется быстрое преобразование Фурье. Таким образом, задача проектирования оптимальных алгоритмов сглаживания сводится к поиску весовых коэффициентов полинома соответствующего порядка на заданном базовом интервале, который минимизирует ошибку от случайной и систематической составляющих погрешностей в рабочем диапазоне частот процесса. Дополнительно для этого необходима априорная информация о характеристиках самого процесса: частотный диапазон, дисперсия, максимальное значение производных процесса и частота его дискретизации.

Для минимизации критерия оптимальности используется метод Давидона-Флетчера-Пауэлла, ограничения в котором заданы в виде штрафных функций, что позволяет задавать частотный диапазон полинома равным частотному диапазону параметра над которым производится преобразование. Для получения априорной информации о характеристиках рассматриваемых процессов, к которым применяются операции сглаживания, используются результаты заводских и государственных испытаний конкретного типа ВС. По результатам обработки реальных записей полетной информации бы по установлено, что практически для всех параметров степень полинома должна быть не менее 5. При этом величина базового интервала существенно зависит от шага измерения, как при сглаживании, так и при дифференцировании. Предложенная методика и программный комплекс позволяют производить расчеты оптимальных характеристик алгоритмов сглаживания для обработки параметров, полученных бортовыми системами регистрации полетной информации.

Предлагаемый метод исключения систематических погрешностей ^, ¿, из результатов измерения основан на использовании дополнительной информации об аналитических связях между измеренными переменными. Такими связями для параметров движения ВС являются уравнения движения и кинематические соотношения. Указанная информация позволяет последовательно удалить систематические погрешности из данных, зарегистрированных бортовой системой. Пример применения указанных методов при восстановлении искусственно за-шумленных данных летных испытаний показан на рис. 1. Для оценки эффективности предложенного метода и определения величины смещения оценок систематических погрешностей проведен вычислительный эксперимент и получены регрессионные модели, позволяющие рассчитать величину смещения оценок как аддитивных, так и мультипликативных составляющих погрешностей. Проведенный анализ задаваемых в вычислительном экс-

перименте значений дисперсии аддитивных и мультипликативных составляющих погрешностей и значений дисперсии смещения оценок этих погрешностей показал, что в рассматриваемом диапазоне изменения погрешностей и уровней шумов исходных процессов удалось аддитивную погрешность убрать почти полностью, а мультипликативную уменьшить в » 1,5 - 10 раз в зависимости от анализируемого параметра.

и,Ч/, ° 20 —,

10 -

О 5 10 15 20 25 301,С Рис. 1. Сравнение исходных и востановленных параметров вращательного движения самолета Ту-204 * - исходные данные; ----эталон; - - согласованные данные

Разработанные методики апробированы на данных реальных записей параметров полетов, зарегистрированных системами МСРП-64, МСРП-256, МСРП-А.

В четвертой главе рассмотрены причины возникновения индивидуальных особенностей у воздушных судов и их влияние на летно-технические характеристики. В качестве метода исследования выбрано математическое моделирование с использованием ЭВМ.

Для проведения исследований бьша разработана математическая модель (ММ) динамики полета самолета Ил-86. Модель для целей настоящего исследования может быть условно разделена на два взаимосвязанных блока; эталонное воздушное судно, данные которого соответствуют данным летных испытаний, и блок индивидуальных особенностей, обеспечивающий модификацию тех или иных характеристик ВС в соответствии с задачами исследования.

Аэродинамические характеристики эталонного ВС задавались в виде аэродинамических коэффициентов сил и моментов, номенклатура и представление

которых соответствует рекомендациям 1АТА (International Air Transport Association). Особенностью этого представления является учет аэроупругости, который осуществляется путем введения в выражения для аэродинамических коэффици-. ентов соответствующих членов. Тяговые и расходные характеристик двигателей задавались согласно перечню и представлению завода-разработчика в виде безразмерных параметров и учитывали потери тяги и увеличение расхода, связанные с установкой двигателя на самолет. Была выполнена проверка адекватности модели эталонного ВС по целому ряду параметров, как динамических, кинематических, так и иных (расходные характеристики, характеристики работы двигателей). Проверка показала высокий уровень соответствия модели реальному самолету в области рассматриваемых параметров и режимов полета.

Разработанная модель имеет общепринятую блочную структуру с выделением всех специфических для конкретного самолета программ в отдельные модули и унификацией процедур и параметров их вызова. Для исследования индивидуальных особенностей в блоках аэродинамики, геометрических и массовых характеристик ВС, характеристик двигателей предусмотрена возможность введения отклонений по соответствующим параметрам, обуславливающим индивидуальные особенности.

В настоящей работе рассматривалось влияние таких основных факторов:

- отклонение нивелировочных данных ВС от номинальных значений (углов установки несущих и управляющих поверхностей, двигателей, механизации в убранном и выпущенном положении);

- отклонение тяговых и расходных характеристик двигателя вследствие наработки двигателя и изменения параметров работы системы регули-

- ухудшение качества внешней поверхности ВС - нарушение лакокрасочного покрытия, загрязнение обшивки, появление ремонтных искажений поверхности, нарушение герметичности люков;

- несимметричная выработка топлива из крыльевых групп баков.

Для оценки влияния перечисленных факторов на летно-технические характеристики ВС были получены функциональные зависимости, связывающие индивидуальные особенности с добавками к аэродинамическим коэффициентам

рования;

ДМДРкр ) = (Ap«p ) / fiL = (сУа „ m - суа л „ )zbA L~l ;

уа ппх

А«у(Дфкр) = шr(A4>„)/pt = {сХа „пк-с^лпк-)чх схаЛш=схаМ<х + А<рлтУ, . с1аПШ.=сХо/2(а + Д?>ппк);

сУа лпк =су^2(а + АфлтУ, суаПт = суа /2 (а + à<pnm) ;

ха ЛПК

Уа л гас

к?

'ха ппк

'Ха П ПК Сха Л ПК

Л/«Гг = sin у/,лг, - sinft cos^Z;)]/¿A;

4

= Х['!(С05;|Й cosv.i) -cosft cosy/,.Y,)]/¿/¿; i=l 4

i=i

«к p V2

;=1 z где АфЛ11К, Афц„к - отклонение углов установки полукрыльев, значение которых находится в поле допуска на нивелировочные замеры в контрольных точках; £-■„„ П1Ш> cv„jiilk-> cjraliiiK> схалик" коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления правого и левого полукрыльев, вызванные значениями этих отклонений; L - размах крыла; S - площадь крыла; - расстояние средней аэродинамической хорды полукрыла от плоскости симметрии ВС; (р,, V/ - углы установки /-го двигателя в вертикальной и горизонтальной плоскостях; x¡, у,, z¡ - координаты точки приложения тяги /-го двигателя; ЬА - средняя аэродинамическая хорда крыла; P¡- тяга /-го двигателя; /",Т1,„К, пк- массы топлива в баках правого и левого полукрыльев соответственно; -,к - координата центра масс соответствующего бака; як - количество групп баков, относительно которых рассматривается несимметричная выработка топлива.

При этом расчет велся для диапазонов изменения указанных выше факторов, ограниченных:

1) технологическими допусками на взаимное расположение агрегатов планера;

2) имеющимися данными о фактических отклонениях тяговых и расходных характеристик двигателя вследствие наработки двигателя и изменения параметров работы системы регулирования;

3) имеющимися данными о качестве внешней поверхности;

4) погрешностями систем управления и регулирования.

На ММ Ил-86 были выполнены исследования влияния перечисленных выше индивидуальных особенностей на величины приращений основных аэродинамических коэффициентов. Рассматривался предельный случай, когда индивидуальные особенности ВС определялись максимальными значениями допуска на положение соответствующего агрегата. Совместное действие нескольких индивидуальных особенностей определялось при наиболее неблагоприятном их сочетании.

Методика исследований предполагала учет изменения основных функциональных параметров двигателей по наработке.

Таким образом, последовательность проведения исследований влияния индивидуальных особенностей на JITX была следующей:

- расчет лобового сопротивления эталонного ВС на заданном режиме полета;

- расчет величины дополнительного сопротивления ВС, обусловленного реальным состоянием поверхности;

- расчет дополнительных составляющих аэродинамических коэффициентов Дс^Д^), Де1И(Л^кр), Дот,,(Д<рк.р), Ди.г(Дсрк.р), обусловленных величиной допуска на нивелировочные замеры полукрыльев;

- расчет дополнительных составляющих аэродинамических коэффициентов ДтРх, АтР), Дтр,, обусловленных величиной допуска на нивелировочные

замеры установки двигателей на планер и погрешностями задания тяги;

- расчет дополнительной составляющей коэффициента момента крена Дотг(Дтт), обусловленного несимметричной выработкой топлива из групп баков;

- расчет коэффициентов потери тяги и увеличения удельного расхода топлива для заданного режима полет;);

- расчет суммарной величины коэффициентов дополнительных моментов, вызванных индивидуальными особенностями",

- расчет потребных балансировочных отклонений органов управления, необходимых для пространственной балансировки ВС, обладающего дополнительными моментами, вызванными индивидуальными особенностями;

- расчет дополнительного лобового сопротивления, вызванного балансировочным отклонением органов управления;

- расчет суммарного дополнительного лобового сопротивления, вызванного индивидуальными особенностями.

Значения фактической тяги и фактического удельного расхода топлива, полученные на последней итерации балансировки, являются исходным при расчете расходных характеристик ВС на рассматриваемом режиме полета.

Для количественной оценки влияния индивидуальных особенностей на соответствующую характеристику был введен следующий показатель:

д^=(&Ш-<~РЛэ).1(Юо/0)

4рлэ

где Смм - значение характеристики воздушного судна, обладающего конкретным набором индивидуальных особенностей, полученное с использованием ММ; ^рЛэ - значение характеристики ВС, полученное по данным РЛЭ для условий, принятых при моделировании.

Используя данную методику, были выполнены численные исследования влияния рассмотренных индивидуальных особенностей на взлетные и летно-технические характеристики самолета Ил-86. Установлено, что наиболее критичным фактором на этапе разбега является коэффициент потерь тяги. Так, уменьшение взлетной тяги на 6 % приводит к увеличению дистанции разбега на 7...8 %, тогда как увеличение коэффициента сопротивления на 10 % приводит к возрастанию дистанции разбега на I...1,5 %.

На этапе набора высоты на летно-тсхмическис характеристики ВС основное влияние оказывает отклонение положения агрегатов планера и двигателя от номинального (контролируется по нивелировочным данным), состояние внешней поверхности ВС и техническое состояние двигателей. Так, совместное проявление указанных факторов приводит к следующему изменению характеристик набора высоты ВС Ил-86 (условия МСА, набор высоты 9100 м, взлетная масса 160...210 т):

• увеличению дальности при наборе на 20...40 %;

• увеличению времени набора на 18...38 %;

• увеличению расхода топлива при наборе на 16...32 %.

Индивидуальные особенности приводят также и к изменению высоты

практического потолка. В качестве примера на рис. 2 приведены зависимости, характеризующие влияние индивидуальных особенностей на величину практического потолка самолета Ил-86.

//, м

пр

11500-

11000-

10500-

10000-

9500-

9000-

- .. { ; РЛЭ

1

Mill

-

z ч

¡1 i i i i м i i i i 1 1 1 1 1 1 1 1

120 140 160 180 200 220*я„ол,т Рис. 2 Изменение высоты практического потолка самолета Ил-86, вызванное индивидуальными особенностями: о - шероховатость 20 мкм, □ - шероховатость 40 мкм; л - предельные значения допусков на нивелировку; О - нивелировка и шероховатость 20 мкм, * - нивелировка и шероховатость 40 мкм

На этапе крейсерского полета на летно-технические характеристики ВС оказывает влияние отклонение положения агрегатов планера и двигателя от номинального, состояние внешней поверхности ВС и техническое состояние двигателей, причем наиболее существенное влияние имеет отклонение углов установки полукрыльев, что может привести к увеличению лобового сопротивления ВС Ил-86 более чем на 10 %.

При этом различные сочетания индивидуальных особенностей могут приводить к приросту часовых расходов топлива: шероховатость - на 100 - 230 кг/ч, отклонение положения агрегатов планера и параметров систем управления двигателей от номинальных значений - на 350 - 750 кг/ч, совместное воздействие всех указанных факторов - до 1000 кг/ч.

Наличие индивидуальных особенностей у планера приводит к смещению оптимальных режимов полета в сторону их уменьшения и к увеличению расходов топлива. Величина наработки двигателей практически не оказывает влияния на оптимальные числа М, но приводит к увеличению расходов топлива. На рис. 3 приведены графики, характеризующие изменение удельных дальностей самолета Ил-86 под воздействием рассматриваемых факторов. / , км/кг 0)1

0.10 — 0.09 : 0.С8 —

007

0.06--| И ! | I I I I , I I I I ) I I I 1 . I I II : I I II , I I I I

0.59 0.63 0.67 0.71 0.75 0.79 0.83 0.87 М Рис. 3. Изменение удельной дальности полета самолета Ил-86, обусловленное наличием индивидуальных особенностей о - шероховатость 20 мкм; □ - шероховатость 40 мкм; л - предельные значения допусков на нивелировку; »-нивелировкаи шероховатость40мкм; летные испытания

Предложенная методика оценки влияния индивидуальных особенностей на летно-технические характеристики ВС может быть распространена на задачи исследования качества технологических процессов изготовления и ремонта ВС, задачи, связанные с поддержанием заданного уровня безопасности и экономичности эксплуатации данного типа ВС с целью максимального использования запаса прочности его конструкции при соблюдении требований к его надежности.

В пятой главе описаны методики оценки летно-технических характеристик воздушных судов в процессе эксплуатации, которые позволяют исследовать влияние эксплуатационных факторов на изменение индивидуальных особенностей и, как следствие, на изменение летных характеристик конкретного ВС. Здесь также описан метод разделения влияния индивидуальных особенностей двигателя и планера на расходные характеристики ВС. Кроме этого, представлен анализ погрешностей параметров, полученных по предлагаемым методикам. Оценка фактических летных характеристик экземпляров ВС проводилась на базе авиакомпании "Узбекистан Хаво Йуллари" для самолетов Ил-86 на этапах взлета, набора высоты и крейсерского полета, как наиболее критичных с точки зрения проявления влияния индивидуальных особенностей. Для оценки характери-

стик рассматриваемых ВС использовалась разработанная автоматизированная система контроля и диагностики аэродинамического состояния.

В работе предлагается методика определения интегральной тяги двигателей, основанная на регистрации в процессе разбега продольной перегрузки с последующей коррекцией полученных данных по индикаторной скорости, зарегистрированной на заключительном участке разбега. Для выполнения оценки интегральной тяги в эксплуатационном полете необходимо выполнять разбег с тормозов после выхода двигателей на максимальный режим, т.е. использовать одну из методик пилотирования, предусмотренную РЛЭ. Оценка выполняется на участке разбега от момента старта до достижения скорости подъема передней стойки 1^ппс. Основными допущениями являются:

1. Все силы, действующие на ВС в процессе разбега, расположены в плоскости его симметрии.

2. Коэффициент трения опорных устройств ВС о поверхность ВПП изменяется от /С1|1 по экспоненте до значения/гр за время переходного процесса и в

дальнейшем на этапе разбега постоянен и определяется состоянием ВПП.

На оценку суммарных потерь тяги двигателей ВС влияют:

- качество регулирования топливных агрегатов двигателей;

- наработка двигателей;

- эксплуатационные отклонения углов установки двигателей на самолет.

Тяга двигателей в процессе разбега аппроксимируется по скорости полиномом второй степени. Аэродинамические силы рассчитываются через аэродинамические коэффициенты сха, суа, полученные по результатам заводских и государственных испытаний для зарегистрированной конфигурации.

Последовательность определения интегральной тяги следующая:

1. По формуле Симпсона производится интегрирование значений продольного ускорения с целью получения массива значений путевой скорости на участке от момента старта ВС до скорости Уппс, которая определяется по номограммам, приведенным в РЛЭ для заданных условий взлета.

2. Производится расчет истинной скорости движения ВС по записи приборной скорости, начиная со скорости 90 км/ч до скорости Кппс.

3. Производится вычисление среднего значения поправки к истинной скорости на участке с 90 км/ч до Кппс. В идеальном случае значение поправки должно быть равно продольной составляющей скорости ветра на ВПП, которая используется для вычисления индикаторной скорости разбега ВС по данным продольного ускорения.

Для нахождения значения оценки располагаемой тяги ВС в процессе разбега минимизировался критерий качества следующего вида:

'ппс ,

О . ■ й

где: /рас (О - текущее значение интегральной тяги ВС, рассчитанное по данным, зарегистрированным МСРП-256 в текущий момент времени /(О - текущее значение интегральной тяги ВС, полученное по модели в момент времени Л

Коэффициент потерь тяги определяется как отношение вычисленного значения интегральной тяги к ее нормированному значению, приведенному в нормативной документации. При этом полученный коэффициент потерь тяги учитывает потери, обусловленные установкой двигателя на самолет, а также отбором воздуха на самолетные нужды. На рис. 4 показаны результаты статистической обработки представительных выборок взлетов исследованных самолетов Ил-86. Как видно из рис. 4, потери тяги у всех исследованных самолетов больше, чем нормируемые (верхняя кривая на рис. 4).

0.985

0.963 0.941 0.919 0.897

0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25М Рис. 4 Зависимость коэффициента потерь интегральной тяги от числа М для самлетов Ил-86 (взлетный режим) * - борт 86064; - - борт 86090; о - борт 86083; □ - борт 86057; 5 - борт 86053; --- данные двигателя НК-86

Разработанная методика была проверена путем сравнения зарегистрированных" значений времени и дистанции разбега, полученных автоматизированной системой обработки полетной информации, с теми же параметрами, рассчитанными по математической модели с учетом выявленных коэффициентов потерь интегральной тяги. Проверка показала хорошее совпадение, что подтверждает достоверность предлагаемой методики.

. Оценка реальных взлетных характеристик ВС дает возможность дифференцированно подходить к установлению областей допустимых условий выполнения взлета, что приводит к повышению уровня безопасности полетов и эффективности летной эксплуатации. Безопасность взлета определяется в значительной степени располагаемой тягой двигателей, однако определение абсолютной тяги в процессе эксплуатации не всегда возможно. Поэтому в эксплуатации важно располагать методами оценки тяги двигателей.

Проведенный анализ показал зависимость коэффициентов потерь тяги от наработки, приведенную на рис. 5, что позволяет строить прогноз изменения характеристик двигателей в процессе эксплуатации.

Для оценки влияния конкретных факторов, порождающих индивидуальные особенности, на математической модели были выполнены расчеты расходов топлива с учетом дополнительного лобового сопротивления, вызванного шероховатостью и парированием асимметричных моментов, а также коэффициента потерь тяги двигателей на заданном режиме полета по зарегистрированным системой МСРП-256 отклонениям органов управления и параметрам работы двигателей.

кр

Рис. 5 Зависимость коэффициента потерь интегральной тяги от средней наработки двигателей самолетаИл-86 ( взлетный режим) □ - эксплуатационные данные; + - среднеквадратичное отклонение; - - аппроксимация моделью

В мировой практике учет возрастания расхода топлива, вызванного старением ВС, производится через так называемый коэффициент "деградации", представляющий собой отношение фактического расхода топлива к нормируемому. В работе предложены новые показатели, позволяющие раздельно учесть влияние индивидуальных особенностей, связанных с планером и двигателем. Для их получения необходимо построить обобщенную сетку характеристик установившегося горизонтального полета конкретного ВС. Для /-го режима полета производятся расчеты: реального относительного километрового расхода топлива ¿/,р; нормируемого относительного километрового расхода ¿/,рлэ(ио руководству по летной эксплуатации ВС) и значений относительных километровых расходов д,1 (на ММ ВС по зарегистрированным отклонениям органов управления). Эти данные позволили получить следующие функции приращения расхода топлива для конкретного ВС:

- суммарную, обусловленную индивидуальными особенностями ВС

обусловленную состоянием планера кп1 = <// /<7,РЛЭ;

обусловленную состоянием двигателей кЛ1, = 1 +

я;

я?1Э

В качестве примера на рис. 6 для конкретного экземпляра самолета Ил-86 приведены зависимости изменения этих функций. Аналогичные зависимости получены и для других исследованных самолетов. Как видно, суммарная функция приращения (верхняя группа данных) существенно зависит от числа М, причем эта зависимость определяется исключительно состоянием планера (нижняя группа данных). Функция влияния, обусловленная состоянием двигателя, от режима полета практически не зависит, что подтверждается данными разработчика двигателя.

1.015

1.000

0.67 0.71 0.75 0.79 0.83 0.87 М Рис. 6 Зависимость функций приращения расхода топлива от числа М самолета Ил-86 №86083 * - кс ; 0 - £д; о - кп;---аппроксимация моделью

Оказалось, что полученная таким образом функция влияния двигателей близка к величине, обратной коэффициенту потери интегральной тяги, определенному на этапе разбега как отношение фактических потерь тяги к нормированным на скорости подъема передней стойки (см. рис. 4). Это позволило сделать вывод о возможности разделения влияния характеристик планера и двигателей на расходные характеристики ВС.

Дополнительное подтверждение справедливости такого утверждения было получено при анализе характеристик набора высоты, когда зарегистрированные характеристики набора сравнивались с рассчитанными, учитывавшими индивидуальные особенности, определенные для конкретного экземпляра ВС при анализе взлетных и крейсерских характеристик. На рис. 7 показано сравнение расчетных и фактических характеристик набора высоты. Заметно существенное отклонение зарегистрированных характеристик набора от нормированных. Хорошее совпадение расчетных и экспериментальных данных подтверждает дос-

товерность предлагаемой методики разделения влияния характеристик планера и двигателя на расходные характеристики ВС.

Анализ значений суммарных погрешностей полученных результатов показал, что при доверительной вероятности 0,95 они составили :

а) для единичного расчета коэффициента потерь тяги по разработанной методике - Мя=±2,6 %;

б) для характеристик ВС на этапе крейсерского полета:

- относительного километрового расхода топлива - А</=±0,3 %;

- приведенной массы ВС - Дт„р ±0,2 %;

в) для характеристик набора высоты:

- дальности при наборе высоты - Д¿наб =±0,46 %;

- расхода топлива при наборе высоты - Д/ч =±0,23 %;

- времени набора высоты - Д,11аб =±0,12 %.

//, м 10000

7500

5000

2500

О 12

МММ

1111 120 240

24 36

М I I М

ММ 360 480

48 60/, мин

I 1 1 1 1 I

600£, км

| М II | II II | II I I | II I I | I I II |

0 1200 2400 3600 4800 ■ 6000ит,кг Рис. 7 Характеристики набора высоты самолета Ил-86 N»86083 Работают все двигатели на номинальном режиме.

1 - время; 2 - путь; 3 - расход топлива; — - данные РЛЭ, --модель; о - данные МСРП-256

Полученные данные и значения их погрешностей свидетельствуют о фактическом наличии индивидуальных особенностей у исследованных самолетов, а величины изменения характеристик указывают на обязательность их учета и, по возможности, компенсации.

В шестой главе представлены разработанные методы частичной компенсации влияния индивидуальных особенностей на летные характеристики конкретного ВС, реализация которых не требует работ, связанных с ремонтом ВС или

его систем. Эти методы являются пассивными и основаны на выработке соответствующих управляющих воздействий для ВС, направленных на компенсацию асимметричных моментов, создаваемых индивидуальными особенностями. Это прежде всего использование перекачки топлива в крыльевых группах баков для компенсации асимметричных моментов крена и дифференциальное дросселирование тяг работающих двигателей для компенсации асимметричных моментов рыскания. Данные управляющие воздействия должны находиться в пределах, оговоренных в руководстве по летной эксплуатации конкретного типа ВС.

Задача выбора в полете способа балансировки ВС, обладающего индивидуальными особенностями, ставится как задача определения оптимальных для заданного критерия качества значений балансировочных углов у, Д 8„ , 5,, тяги двигателей и скорости полета V в заданных условиях полета. Для оптимизации режима полета использовались критерии, основанные на минимизации часового или километрового расхода топлива:

илиу2=1ха, о)

1=1 " /=I

где V- истинная скорость полета; - часовой расход /'-го двигателя.

Дополнительное сопротивление, обусловленное боковой балансировкой, представлялось зависимостью

Д с,6ал = а"х81 +а^+аР/32 +а»Рр8п, где сУн ,<5,,/? - балансировочные отклонения руля направления, элеронов и угла скольжения; - коэффициенты полинома, аппроксимирующего

рассматриваемые зависимости.

Возможность частичного парирования дополнительных моментов дифференциальным дросселированием крайних работающих двигателей и перекачкой топлива представляется в виде:

Атул = Ату- {Р1 - Р4)г, //£; д =

П

Д^гд = -ЕКгпрчг -И/гвж)й (2)

1=1

где Дтх, Ату - коэффициенты дополнительных моментов, вызванных индивидуальными особенностями конкретного ВС; - значение тяг 1, 4 двигателей и плеча относительно оси симметрии; пр тс > "'л- лев п* ■ масса топлива в /й группе баков правой и левой полуплоскостей крыла; - координаты центра масс соответствующего бака; Ь, 5 - размах и площадь крыла ВС.

Решение задачи начинается с поиска по уравнению (2) значения дисбаланса топлива в крыльевых баках, необходимого для компенсации момента крена.

Аналитическое решение задачи поиска минимума функционала (1) сводится к решению нелинейной системы уравнений:

г

(.схо(М) + Д субал)// - (2/2 + 1\ + 1'А) = 0-,

+ ^ = И)

И Ж» ) сР2 из которой находятся оптимальные значения тяг двигателей Р1, Р2 и Р4, и линейной системы

«А + + аъР = 0;

+ т'й, +т^р = -Дл;хд; + + т^.р- -Лм1Д,

решение, которой позволяет определить оптимальные значения параметров 5Н от,5э онт.Ронт- В этих системах введены следующие обозначения: сх0{М)-измекение коэффициента лобового сопротивления по М эталонного ВС;

(1= ■ х-у ; о, = 2ах(т\т" -/<»)') + - т>");

а2 = 2а?(/»Р/и!? - < от?); а3 = 2а[!(»'>н'»г - + ;

е= - т](2а"5„ + <'РР)-

Дроссельные характеристики двигателей нового поколения имеют ярко выраженные нелинейные характеристики. В связи со сложностями, обусловленными получением аналитического решения системы (3) при аппроксимации дроссельной характеристики двигателя квадратичной зависимостью, задача решалась методом последовательного приближения. На первой итерации дроссельная характеристика двигателя представлялась линейной с условием совпадения производных в рабочей точке. При этом находились оптимальные по заданному критерию значения тяг Р2, P^ и балансировочные отклонения органов управления 6Н опт, 53 0П1,р0„т- На второй итерации производился расчет добавок к полученным значениям этих параметров, вызванных уточнением аппроксимирующей функции дроссельной характеристики двигателя.

На рис. 8 приведены результаты расчетов удельных дальностей самолета Ил-86, полученные на первой и второй итерациях оптимизационного процесса. Там же приведены зависимости удельных дальностей для самолета Ил-86 при отсутствии асимметричных моментов (данные РЛЭ Ил-86) и зависимости, полученные для балансировки самолета с нулевым креном. Последние использованы как базовые для сравнения разных вариантов расчетов при оптимизации балансировки.

Анализ приведенных данных позволяет сделать следующие выводы:

- оптимальная балансировка ВС при линейной аппроксимации участка дроссельной характеристики приводит к увеличению удельных дальностей в среднем на 1,2 % по сравнению с базовыми;

- оптимальная балансировка ВС с учетом поправок на нелинейность дроссельной характеристики двигателя, приводит к увеличению удельных дальностей ВС в среднем на 1,8 %;

- межбаковая перекачка топлива и оптимальная балансировка ВС увеличивает удельную дальность в среднем на 2,7 %.

■ /уд, км/кг

Рис. 8 Зависимость удельной дальности самолета Ил-86 от числа М и варианта расчета балансировки Условия МСА. Все двигатели работают, л - асимметричные моменты отсутствуют; о - балансировка самолета с креном нуль; а - оптимальная (линейное приближение); о - оптимальная ( с учетом нелинейности); * - оптимальная балансировка и перекачка топлива.

Таким образом, оптимальная балансировка ВС с дифференцированным регулированием двигателей позволяет частично компенсировать влияние индивидуальных особенностей на расходные характеристики. Следует отметить, что информация о величине асимметричных моментов (или хотя бы о причинах их появления), позволит более эффективно использовать сочетание оптимальной балансировки и частичной компенсации момента крена межбаковой перекачкой топлива.

Предложенная методика была также распространена и на случай отказа одного из крайних работающих двигателей. Как и в предыдущем случае, особенностью задачи является предположение о возможности использования дифференцированного дросселирования работающих двигателей для частичного парирования момента, обусловленного отказом. Для поиска оптимальных пропорций отклонений рулевых поверхностей и дифференцированного дросселирования

работающих двигателей производилась минимизация километрового расхода топлива.

Для оценки эффективности использования методики оптимальной балансировки ВС при отказе одного двигателя были выполнены расчеты приращений удельных дальностей и изменения наивыгоднейшего числа М в зависимости от полетной массы ВС и высоты полета для режима максимальной дальности. В качестве эталонных использованы приведенные в РЛЭ для режима максимальной дальности значения удельных дальностей и наивыгоднейших чисел М.

На рис. 9 приведены графики зависимостей приращения удельной дальности и изменения наивыгоднейшего числа М от полетной массы ВС, относительно данных РЛЭ, при оптимальной балансировке ВС на высоте 8600 м.

ДМ„„,Д/, 1.5-

УД

%

•1.00.50.0-0.5-

'"по-г 150 т Мл ___€>

АМоаг

2 \

1 И~Т~ 1.....Г I Г 1111 1111 1111

8000 8240 8480 8720 8960 9200 Н, м Рис. 9 Приращение удельной дальности и изменение наивыгоднейшего числа А/ при оптимальной балансировке самолета Ил-86 с одним отказавшим . двигателем в функции высоты полета

Анализ приведенных данных показывает, что с увеличением полетной массы оптимальная балансировка приводит к увеличению удельных дальностей на 0,47...1,1 %, при этом оптимальные режимы полета, соответствующие минимуму километровых расходов топлива, сдвигаются в сторону меньших крейсерских скоростей, причем величина сдвига возрастает с увеличением полетной массы ВС (на 0,2...0,4 %).

Оптимизация балансировки ВС с использованием дифференцированного дросселирования тяг двигателей позволяет добиться дополнительного снижения расхода топлива ВС, по сравнению с данными, приведенными в РЛЭ, за счет снижения балансировочных потерь и выбора оптимальных режимов работающим двигателям с учетом их дроссельных характеристик. Применение данной методики оптимальной балансировки ВС с отказавшим двигателем приводит к увеличению удельных дальностей в среднем на 0,7 %.

При выполнении полетов магистральных ВС по маршрутам значительной протяженности происходит существенное изменение полетной массы в результате расходования топлива. С уменьшением полетной массы наивыгоднейшие скорости (соответствующие минимальным километровьш расходам топлива)

полета также уменьшаются. В крейсерском полете управление скоростью осуществляется изменением режима работы двигателей. Однако непрерывное управление тягой двигателей приводит к работе двигателей на переходных режимах, что существенно увеличивает расход топлива. Поэтому более целесообразным является дискретное управление тягой двигателей и, как следствие, скоростью полета. Такая технология предполагает горизонтальный полет ВС со ступенчатым изменением режима работы двигателей. На отдельных участках полета режим работы двигателей выдерживается постоянным. При этом происходит разгон ВС по мере выработки топлива. Из условия минимального расхода топлива на полет определяется разумное количество участков разбиения маршрута с учетом дополнительного влияния на расходные характеристики индивидуальных особенностей. Учитывая, что в процессе полета на постоянном режиме работы двигателей происходит разгон ВС, определялась средняя для участка скорость полета, исходя из условия, чтобы расход топлива на пролет участка был минимальным.

На примере ВС Ил-86 были выполнены расчеты оптимальных режимов при делении маршрута полета на две и четыре части. Рассматривался режим полета на высоте 10100 м с начальной полетной массой ВС 199 т. Величина крейсерского участка задавалась в диапазоне от 500 до 5500 км. Рассматривались следующие методики выполнения полета:

- пилотирование ВС согласно рекомендаций РЛЭ (М = 0,8; Н= 10100 м);

- пролет маршрута с оптимальным числом М;

- ступенчатое изменение числа М при оптимальном разбиении маршрута на два участка с оптимизацией режима на каждом подучастке;

- ступенчатое изменение числа М при оптимальном разбиении маршрута на четыре участка с оптимизацией режима на каждом подучастке;

- ступенчатое изменение числа М при равномерном разбиении маршрута на четыре участка с оптимизацией режима на каждом подучастке.

На рис. 10 представлены результаты расчетной экономии топлива для рассматриваемых методик пилотирования Ил-86 на крейсерском режиме полета. Анализ приведенных результатов позволяет сделать следующие выводы:

- выбор оптимальной скорости полета для заданной дальности полета позволяет сэкономить 0,3...0,6 % топлива в зависимости от дальности полета;

- оптимальное разделение заданной дальности на два участка позволяет сэкономить 0,3...1,4 % топлива;

- оптимальное разделение заданной дальности на четыре участка позволяет сэкономить 0,3...1,8 % топлива;

- равномерное разделение заданной дальности на четыре участка уменьшает экономию топлива на 0,04 % по сравнению с оптимальным;

- в качестве минимального значения длины подучастка для ВС Ил-86 целесооб- -разно принять 1000 км, так как при его дальнейшем разбиении на два и четыре подучастка экономия топлива не превышает 0,1 %.

Рис. 10 Экономия топлива на крейсерских режимах при использовании различных методик пилотирования самолета Ил-86 о - полет с числом М, оптимальным для участка в целом; О - оптимальное разбиение рассматриваемого участка на

два с оптимизацией режима на каждом подучастке; л - оптимальное разбиение рассматриваемого участка на

четыре с оптимизацией режима на каждом подучастке; и - равномерное разбиение рассматриваемого участка на четыре с оптимизацией режима на каждом подучастке

Проведенные расчеты показывают, что влияние индивидуальных особенностей на расходные характеристики ВС может быть значительно уменьшено путем выбора оптимальных режимов полета на крейсерских этапах полета эксплуатируемых типов ВС.

В седьмой главе рассмотрен учет индивидуальных особенностей в процессе летной эксплуатации воздушных судов с точки зрения практического внедрения полученных в диссертационной работе результатов. Для реализации разработанных методик при эксплуатации конкретного типа ВС предлагается использование автономных вычислителей на базе микро-ЭВМ - персональных компьютеров летчика (ПКЛ), которые должны обеспечивать возможность решения экипажем в диалоговом режиме задач подготовки и выполнения полета на конкретном экземпляре ВС. Согласно технологии работы экипажа на конкретных этапах полета, был составлен перечень решаемых задач с указанием погрешностей их решения. Были разработаны математическое, алгоритмическое и программное обеспечение, которые позволяют решать поставленные задачи. Для коррекции рассчитываемых летных характеристик на влияние индивидуальных особенностей конкретного ВС в алгоритмы расчетов были введены поправочные функции, полученные в данной работе. Расчет режимов, на которых возможна частичная компенсация влияния индивидуальных особенностей, сводился к расчету для заданных условий полета: соответствующего числа М, дисбаланса топлива для крыльевых баков и поправох к частоте вращения крайних двигателей. Эти значения были получены путем интерполяции данных, рассчитанных по разработанной методике на математической модели ВС.

На основании этой информации были обоснованы и разработаны требования к ПКЛ в части программного обеспечения и аппаратной реализации. Обоснован тип микро-ЭВМ, применяемой для ПКЛ. В качестве базовой рекомендуется применение микро-ЭВМ типа Casio FX-880P. Разработаны и внедрены в эксплуатацию ПКЛ самолетов следующих типов: Ил-86, Ил-62М, Ан-124-100. Для оценки эффективности использования ПКЛ на нем был выполнен инженерно-штурманский расчет на дальность 6000 км полета самолета Ил-86 №86053. Расчет проводился с учетом выявленных у данного ВС индивидуальных особенностей. Были выполнены расчеты расходуемого топлива в случае компенсации асимметричного момента крена перекачкой топлива и совместного воздействия перекачки топлива и дифференцирования тяг крайних двигателей с оптимальной балансировкой ВС. Для сравнения выполнен расчет удельных дальностей по номограммам РЛЭ. Полученные результаты представлены рис. 11. т^т 80-

кг

2100-п 60-

1400 — 700' 0 —

4020-

Н=8600м М= 0.8

:

г] 1 1 1 м 1 1 1 1 1 1 I 1 1

0 1300 2600 3900 5200 6500 L, км Рис. 11 Зависимость расхода рейсового топлива от дальности полета самолета Ил-86 № 86053. Условия МСА. тюл=210т о - расход топлива полученный по номограммам РЛЭ; 0 - перерасход топлива, вызванный индивидуальными особенностями; * - компенсация перерасхода межбаковой перекачкой топлива; о - суммарная компенсация перерасхода топлива перекачкой топлива и дифференцированием тяги двигателей с оптимальной балансировкой

На основании анализа результатов подконтрольной эксплуатации ПКЛ в авиакомпаниях можно сделать общие выводы:

- использование ПКЛ в расчетах ВПХ и ЛТХ самолета позволяет существенно сократить время расчетов в процессе предполетной подготовки экипажа (40...50 с на вариант, по сравнению с 20 ... 30 мин по номограммам РЛЭ);

- погрешность в определении массовых характеристик ВС по ПКЛ не превышает 1 %, а характерных скоростей и дистанций - 3 %;

- оперативный просчет характеристик ВС при сложных метеоусловиях и оптимизация режимов полета на эшелоне позволяет сократить перерасход топлива, вызванный наличием ветра и отклонением температуры от МСА;

- возможность использования в ПКЛ характеристик ВС, скорректированных на его индивидуальные особенности, позволяет повысить уровень безопас-

ности выполняемых полетов с одновременным повышением эффективности использования конкретного ВС.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

В процессе выполнения диссертационной работы получены следующие основные результаты:

1. Выполнен анализ основных факторов, приводящих к появлению индивидуальных особенностей у ВС. Показаны последствия влияния индивидуальных особенностей конкретного ВС на его летно-технические характеристики.

2. Разработана методика оценки индивидуальных особенностей конкретного ВС, базирующаяся на информации, записанной бортовыми регистраторами режимов полета в процессе эксплуатации. Методика позволяет выявлять основные факторы, приводящие к появлению их индивидуальных особенностей и прогнозировать их изменение в процессе летной эксплуатации и технического обслуживания.

3. С использованием математической модели полета конкретного ВС разработана методика оценки влияния индивидуальных особенностей на изменение его летно-технических характеристик.

4. Разработан метод разделения влияния индивидуальных особенностей двигателей и планера на расходные характеристики ВС в целом, необходимый для получения функций коррекции нормированных ЛТХ. Метод базируется на сравнении результатов моделирования различных этапов полета с данными бортовой системы регистрации и позволяет обоснованно назначать эксплуатационные ограничения и режимы полета.

5. Разработана методика расчета реальных летно-техничсских характеристик ВС, учитывающая его индивидуальные особенности. При этом используются полученные для конкретного ВС функции коррекции нормированных летно-технических характеристик.

6. Разработана методика компенсации влияния индивидуальных особенностей на расходные характеристики ВС. Уменьшение перерасхода топлива достигается за счет снижения дополнительного балансировочного сопротивления ВС путем частичной компенсации асимметричных моментов перекачкой топлива между крыльевыми баками и дифференцированным регулированием тяги двигателей.

7. Разработаны основные виды обеспечения автоматизированной системы контроля аэродинамического состояния ВС в процессе эксплуатации, на базе которых созданы и внедрены в эксплуатацию автоматизированные системы контроля летно-технических характеристик самолетов Ил-8б и Ту-154.

8. Выполнены расчеты функций коррекции летно-технических характеристик самолетов Ил-86, Ил-62М, ТУ-154 авиакомпаний "Украина", "Авиалинии Украины", "Узбекистон Хаво Йуллари".

9. Разработаны и внедрены в эксплуатацию персональные компьютеры летчика (ПКЛ) для самолетов Ил-86, Ил-62М, Ан-124-100. По типам ВС внедрение ПКЛ производилась на базе следующих предприятий:

- ПКЛ Ан-124-100 - в авиакомпании "Волга-Днепр", г. Ульяновск;

- ПКЛ Ил-86 - в авиакомпании "Узбекистон Хаво Йуллари", г. Ташкент;

- ПКЛ Ил-62М - в авиакомпаниях "Авиалинии Украины" и "Украина", г. Киев.

Fia ПКЛ для самолета Ил-86 получено положительное заключение отдела аэродинамики АК им. C.B. Ильюшина и акт внедрения в авиакомпании "Узбекистон Хаво Иуллари". На ПКЛ для самолета Ил-62М получен акт по результатам подконтрольной эксплуатации в авиакомпании "Авиалинии Украины", акты внедрения в авиакомпаниях "Авиалинии Украины" и "Украина". На ПКЛ для самолета Ан-124-100 получен акт по результатам подконтрольной эксплуатации в авиакомпании "Волга-Днепр" и акт внедрения в авиакомпании "Волга-Днепр".

Список опубликованных работ по теме диссертации

1. Ищенко С.А., Давидов А. Р. Разработка методов контроля и диагностики аэродинамического состояния воздушных судов ГА. - Киев; Знание, 1990. -44 с.

2. Ищенко С.А. Методика ступенчатой оптимизации расхода топлива на этапе крейсерского полета с учетом индивидуальных особенностей. // Прикладная аэродинамика. - Киев: КМУГА. - 1997. - с. 132 - 141.

3. Ищенко С.А. Оценка влияния индивидуальных особенностей воздушных судов на характеристики набора высоты. // Прикладная аэродинамика. - Киев: КМУГА. - 1997.-с. 82-91.

4. Ищенко С.А. Оценка влияния индивидуальных особенностей воздушных судов на характеристики расхода топлива. // Прикладная аэродинамика. - Киев: КМУГА.- 1997.-с. 118-131.

5. Ищенко С.А. Метод оценки располагаемой тяги воздушных судов гражданской авиации на взлетном режиме в условиях эксплуатации. // Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов. - Киев: КНИГА. -1992.-с. 90-99.

6. Ищенко С.А. Качество ремонта и летно-технические характеристики воздушных судов. // Проблемы эксплуатации и надежности авиационной техники. -Киев: КМУГА. - 1998. -с. 115-122.

7. Ищенко С.А. К вопросу исключения систематических погрешностей из данных, получаемых бортовыми системами сбора информации. // Прикладные вопросы искусственного интеллекта в задачах автоматизации и тестирования программ и управления в технических системах. -Киев: КМУГА. -1998.-c.75- 83.

8. Ищенко С.А., Ударцев Е.П., Переверзев А.М. Эксплуатационная аэродинамика. Траекгорные задачи: Учебное пособие. - Киев: КМУГА. - 1998. -136с.

9. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Оценка динамической устойчивости и управляемости воздушных судов гражданской авиации в процессе эксплуатации. // Моделирование в обеспечении безопасности полетов. - Киев: КНИГА. -1987,- с. 88 - 93.

10. Ищенко С.А., Давидов А.Р., Сахно С.Г. Погрешности восстановления параметров движения воздушных судов по данным штатных бортовых систем

регистрации режимов полета. // Обеспечение безопасности полетов в особых случаях полета. - Киев: КНИГА. - 1986.- с. 84- 86.

11. Ищенко С.А., Голембиовский Г.Г. Оценка эксплуатационных расходов топлива самолета Ил-86 на крейсерских режимах полета. // Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов. - Киев: КИИГА. - 1992. -с. 11-24.

12. Ишенко С.А., Давидов А.Р. Оценка суммарной погрешности в определении летно-технических характеристик по данным бортовых систем регистрации. // Моделирование полета и аэродинамические исследования. - Киев : КИИГА. -1988,- с. 63-67.

13. Ишенко С.А., Голембневский Г.Г. К вопросу об оценке точности определения дистанции разбега по данным штатных бортовых систем регистрации. // Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов. - Киев: КИИГА.-1991.- с. 80-92

14. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Оценка технического состояния воздушных судов по данным бортовых регистраторов режимов полета. // Предотвращение авиационных происшествий в гражданской авиации. - Киев : КИИГА. - 1988,- с. 126- 135.

15. Ищенко С.А., Гузнй А.Н. Метод построения стохастических моделей временных рядов и одномерных объектов. // Прикладная аэродинамика. - Киев: КИИГА. - 1986.-с. 78-84.

• 16. A.c. 1515885, МКИ G 01М 9/00. Устройство для динамических испытаний моделей в аэродинамической трубе. / С.А. Ищенко, А.Р. Давидов, Г.Г. Голембневский, Е.П. Ударцев, В.Д. Шпилевой ( СССР ). - № 4224188/40-23; Заявлено 7.04.87; Опубл. 15.06.89.

17. Ищенко С.А., Касьянов В.А. Оптимальная балансировка воздушных судов при наличии аэродинамической асимметрии. И Материалы Междунар. научно-технической конф. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. -1997. - с. 92-93.

18. Ищенко С.А., Семитковская Т.А. Определение индивидуальных особенностей самолета Ан-24 на крейсерских этапах полета. // Материалы Междунар. научно-технической конф. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. -1997. - с. 108-109.

19. Ищенко С.А., Семитковская Т.А. Анализ возможностей применения системы МСРП-12 для оценки индивидуальных особенностей самолета. // Материалы Междунар. научно-технической конф. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. -1997. -с.107-108.

20. Ищенко С.А., Семитковская Т.А. Математическая модель исследования индивидуальных особенностей самолета Ан-24. // Материалы Междунар. научно-технической конф. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. - 1997. - с. 101-102.

21. Ищенко С.А., Семитковская Т.А. Определение индивидуальных особенностей самолета Ан-24 на этапе взлета. // Материалы Междунар. научно-

технической конф. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. - 1997. - с. 109.

22. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Методы оценки индивидуальных особенностей ВС в процессе эксплуатации. // Тезисы докладов на Между!тр. научно-технической коифер. "Современные научно-технические проблемы гражданской авиации". -М: МГТУГА. - 1996. - с. 70.

23. Ищенко С.А., Касьянов В.А. Оптимальная балансировка воздушных судов при отказе одного двигателя. И Материалы Междунар. научно-технической конфер. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". - Киев: КМУГА. - 1997. - с. 107.

24. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Определение_характеристик динамической устойчивости самолетов ГА в процессе эксплуатации. // Тезисы докладов на V Всесоюзной научно-практической конфер. "Безопасность полетов и профилактика авиационных происшествий". - Ленинград: ОЛАГА. - 1988. - с. 10-11.

25. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Основные принципы применения микроЭВМ для решения задач летной эксплуатации воздушных судов. // Материалы Междунар. научно-технической конфер. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. - 1997. - с. 96-97.

26. Ищенко С.А., Давидов А.Р. Автоматизация расчетов взлетно-посадочных и летно-технических характеристик при работе экипажа и ее влияние на безопасность полетов. // Материалы Междунар. научно-технической конфер. "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях". -Киев: КМУГА. - 1997. - с. 109.

27. Ищенко С.А., Давидов А.Р., Головской В.И. Пути применения персонального авиационного компьютера летчика для решения задач летной эксплуатации воздушных судов гражданской авиации. // Тезисы докладов на Междунар. научно-технической конфер. "Современные научно-технические проблемы гражданской авиации", -М: МГТУГА. - 1996. - с. 70.

28. Ищенко С.А., Иванов И.А. Аттестация автономного авиационного компьютера. // Тезисы докладов на П Междунар. научно-технической конфер. "Методы управления системной эффективностью функционирования электрифицированных и пилотажно-навигационных комплексов". - Киев: КНИГА. -1993-с. 10.

1щенко С.О. Методи техшчно! даагаостики аеродинам1чного стану пов1т-ряних суден. - Рукопис.

Дисертащя на здобуття наукового ступеня доктора техшчних наук за фахом 05.07.07 - випробування лпипьних апара-пв та ix систем. - Кшвський м1жнарод-ний университет цившьноГ ав^ацн, Кшв, 1998.

На баз! виконаного анашзу основних чинниюв, що призводять до появи ш-дивщуальних особливостей у ПС розроблено методику ощнки шдивщуальних особливостей конкретного ПС за даними, що накопичуються у процеЫ експлуа-тацшних польоп'в.

Розроблено методики обтику шдивщуальних особливостей для розрахунку льотно-техшчних характеристик Г1С у npoueci \хньо'1 експлуатацп та зниження впливу ¡мдивщуальних особливостей на витратш характеристики конкретного повпряного судна.

Розроблено i впроваджено в експлуатацио псрсоналмп комп'ютери льотчи-ка для л ¡та ив Ил-86, Ил-62М, Ан-124-100, що дозволяюгь робити розрахунки льотно-техшчних характеристик з урахуванням lxiiix нщивщуальних особливостей. Ключов! слова: повтряне судно, iiidueidyanbui ocoujiueocmi, льотно-техтчн! характеристики, методика, персональный комп'ютер льотчика.

Мщенко С.А. Методы технической диагностики аэродинамического состояния воздушных судов. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук по специальности 05.07.07 - испытание летательных аппаратов и их систем. - Киевский международный университет гражданской авиации, Киев, 1998.

На базе выполненного анализа основных факторов, приводящих к появлению индивидуальных особенностей у ВС разработана методика оценки индивидуальных особенностей конкретного ВС но данным, накапливаемым в процессе эксплуатационных полетов.

Разработаны методики учета индивидуальных особенностей при расчете летно-технических характеристик ВС в процессе их эксплуатации и снижения влияния индивидуальных особенностей на расходные характеристики конкретного ВС.

Разработаны и внедрены в эксплуатацию персональные компьютеры летчика для самолетов Ил-86, Ил-62М, Ан-124-100, которые позволяют производить расчеты летно-технических характеристик с учетом их индивидуальных особенностей. Ключевые слова: воздушное судно, индивидуальные особенности, лет-но-технические характеристики, методика, персональный компьютер летчика.

S.O. Ichtchenko. Methods for technical diagnostics of aerodynamic state of flight vehicles. Thesis for the Degree of Doctor of Technical Sciences on speciality 05.07.07 - Flight Vehicles and Systems Testing. Kiev International University of Civil Aviation, 1998.

On the basis of analysis of factors leading to individual features appearance, the methodics has been developed for individual features estimation of certain flight vehicle using the data obtained by flight recorders in conventional operation flights.

Methodics have been developed to account for individual features while calculating flight characteristics during the operation and methodics for compensation of individual features influence on fuel consumption of certain aircraft.

Personal Computers of Pilot accounting for individual features in the calculation of flight characteristics have been developed and put into operation for Ilushin-62M, Ilushin-86 and Tupolev-154 airplanes.

Keywords: flight vehicle, individual feature, flight characteristic, method, personal computer of pilot.