автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Разработка и обоснование рекомендаций по летной эксплуатации и обеспечению безопасности полетов воздушных судов на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений

На правах рукописи

Маликов Станислав Алексеевич

Разработка и обоснование рекомендаций по

летной эксплуатации и обеспечению безопасности полетов воздушных судов на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений

Специальность 05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва-2006

Диссертационная работа выполнена в Федеральном государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет гражданской авиации" на кафедре Аэродинамики.

Научный руководитель:

доктор технических наук , профессор Ципенко Владимир Григорьевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук , профессор Столяров Николай Андреевич кандидат технических наук Васин Игорь Сергеевич

Ведущая организация:

Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации

Защита состоится «

2006 г. в_час. в аудитории _ на

заседании Диссертационного совета Д.223.01.01 Московского государственного технического университета гражданской авиации по адресу :

125993 , г. Москва , А-493 , ГСП-3 , Кронштадский бульвар , 20.

С диссертационной работой можно ознакомиться в библиотеке МГТУГА.

Автореферат разослан «_»_

2006 г.

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор

С К. Камзолов

У

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ.

Актуальность темы . Основной задачей гражданской авиации (ГА) России . как части транспортной системы страны, является надёжное и регулярное выполнение потребного объема перевозок. Выполнение поставленной задачи требует максимальной экономической эффективности лётной эксплуатации (ЛЭ) при высоком уровне безопасности полетов (БП) воздушных судов (ВС).

Очень важной проблемой в авиации по-прежнему остается проблема повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета и посадки, являющихся наиболее сложными и потенциально-опасными режимами полета Для ее решения в части динамики полета, необходимо учитывать: значительное влияние внешних атмосферных условий; отличные от используемых в течение всего остального полета методы пилотирования, требующие большой точности и четкости действий экипажа; возможные отказы авиационной техники (АТ) и т д.

Необходимость решения указанных и многих других задач делает проблему исследования движении ВС на режимах взлета и посадки в нормальных и особых условиях полета весьма актуальной. Именно поэтому вполне оправданным является большой объем проводимых в нашей стране и за рубежом исследований, направленных на повышение эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета и посадки .

Основными направлениями исследований указанной проблемы в настоящее время являются летный эксперимент и математические средства, включающие аналитические методы, моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Хотя теоретические основы построения и применения математического моделирования движения ВС сейчас все еще находятся в стадии разработки и становления, тем не менее, как показывает практика, математическое моделирование полета самолета является наиболее перспективным методом предварительного определения его характеристик (как дискретных, так и статистико-вероятностных) до начала ЛИ, в процессе их проведения и по окончании испытаний для распространения полученных в результате испытаний данных на весь объем ожидаемых условий эксплуатации(ОУЭ) . В последние годы во многих авиационных организациях разработаны, с теми или иными допущениями, более полные математические модели (ММ) жесткого самолета, которые позволяют уже сегодня проводить внедрение комплексною цикла исследований на ЭВМ в практику ЛИ.

Актуальными задачами математического моделирования динамики полета ВС являются: подтверждение соответствия ВС Нормам летной годности (НЛГ); определение области предельных эксплуатационных ограничений; совершенствование Руководств но летной эксплуатации (РЛЭ); анализ экстремальных ситуаций, которые не могут быть реализованы в летных испытаниях (ЛИ) по условиям безопасности или из-за крайне редкой повторяемости некоторых атмосферных явлений, и т д.

К настоящему времени уже опубликовано достаточно много материалов, посвященных решению частных задач движения ВС в нормальных условиях взлета и посадки, но совсем мало материалов, касающихся особых случаев при взлете и посадке, в условиях предельных ограничений, связанных с анализом отказов двигателей и систем, влиянием внешней среды и ошибочными действиями экипажа. Отсутствие на сегодняшний день надежных результатов по данным вопросам во многом объясняется недостаточным использованием при математическом моделировании движения ВС современных теоретических методов анализа и синтеза особых условий полета и статистических методов планирования численных экспериментов, что значительно затрудняет интерпретацию результатов проведенных исследований.

Существующие методы исследования повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в особых случаях взлета и посадки не позволяют в полной мере реализовать все преимущества математического моделирования движения самолета и требуют их

совершенствования В предлагаемой диссертационной работе решена проблема повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях взлета и посадки за счет использования математического моделирования движения ВС, применения современных теоретических методов исследования особых случаев полета с целью разработки на этой основе рекомендаций по предельным возможностям ВС и совершенствованию техники пилотирования.

Решение указанной проблемы позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств ВС в сложных условиях эксплуатации при возможности уменьшения объема ЛИ, а также выдавать до проведения ЛИ рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полетов, расширению летных ограничений и делать заключения по соответствию НЛГ гражданских транспортных самолетов

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических исследований, выполненных автором в Московском государственном техническом университете гражданской авиации (МГТУ ГА) в период 2000-2004гг.

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

Цель работы - разработка рекомендаций и предложений по обеспечению БП и технике пилотирования ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений по коэффициенту сцепления пневматиков шасси с ВПП и боковой составляющей ветра на основе результатов математического моделирования .

Задачи исследования:

> выявление основных эксплуатационных факторов и условий , влияющих на ЛЭ и БП ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости;

> обоснование применения и разработка методов оценки адекватности системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке;

> разработка и реализация в системе математического моделирования современных теоретических методов и алгоритмов для решения практических задач оценки возможности эксплуатации ВС на взлете и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости;

> исследование с помощью системы математического моделирования динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости;

> разработка практических рекомендаций и предложений по расширению эксплуатационных ограничений и обеспечению БП ВС на взлете и посадке.

Объект исследования : самолеты Ил -96-300,Ил-96Т,Ил-86, Ил-76ТД и Ту-154

Методы исследования • широкий спектр методов математического моделирования динамики полета : идентификации и оценки адекватности ММ , оптимизации и интерполяции , разностные методы решения дифферициальных уравнений, теории вероятностей и математической статистики.

Научная новизна работы •

> создан и обоснован метод разработки рекомендаций по ЛЭ и обеспечению БП ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости;

> предложен метод и разработан алгоритм идентификации модели пилота ;

> обобщена и обоснована модель состояния ВПП;

> предложена методика сравнительной оценки отечественных и зарубежных норм летной годности при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП ;

> определены предельные безопасные границы основных факторов взлета и посадки ВС с учетом отказов функциональных систем , позволяющие расширить ожидаемый диапазон эксплуатации конкретных типов ВС ;

> разработаны рекомендации и предложения по ЛЭ и обеспечению БП ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений и управляемости.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:

> идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов ВС;

> адекватностью вычислительных экспериментов (ВЭ) данным ЛИ конкретных типов ВС , оцененной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости.

Практическая значимость работы в том, что она позволяет ■ ^

> более полно исследовать особенности ЛЭ и обеспечение БП ВС на взлете и посадки за рамками предельных ограничений с целью оценки предельных эксплуатационных возможностей ВС;

> обеспечивать экономию ресурсов за счет сокращения объема ЛИ;

> совершенствовать РЛЭ как вновь создаваемых ВС , так и находившихся в эксплуатации;

> проводить расследования авиационных проишествий и инцидентов с помощью решения обратных задач динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости и на этой основе обосновать рекомендации по их профилактике;

> разрабатывать рекомендации и предложения по обучению и тренировке экипажей ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости.

На защиту выносятся:

> теоретическое обоснование и рекомендации по применению системы математического моделирования динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и управляемости,

> методы проверки достоверности и точности результатов математического моделирования;

> обоснование использования и применение метода идентификации модели пилота, теоретической модели состояния ВПП, метода оптимального планирования численного эксперимента и алгоритма обработки результатов математического моделирования особых случаев взлета и посадки ВС , позволяющих существенно сократить затраты времени и средств при проведении ВЭ;

> результаты теоретических исследований движения ВС в особых случаях взлета и посадки с помощью системы математического моделирования

Реализация и внедрение результатов работы Материалы выполненных исследований докладывались на кафедральных семинарах в МГТУ ГА /2000-2004 гг /, а также обсуждались на межотраслевых семинарах и научно-технических конференциях.

Апробация работы. Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на четырех международных конференциях (20012003г.), а также обсуждались на ежегодных отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах. Основные результаты диссертационной работы были использованы в летных подразделениях ГА при обучении экипажей технике пилотирования.

Публикаиии. По материалам диссертационной работы опубликовано 8 печатных работ, полученные результаты в период 2000-2003 г. отражены в шести отчетах по научно-исследовательской работе МГТУ ГА.

Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемых источников, списка сокращений и двух приложений. Основная часть работы изложена на 160 страницах машинописного текста, всего работа содержит 18 рисунков, 24 таблиц и 149 библиографических названий (из них 18 - на иностранных языках),

Во введении обоснована актуальность темы диссертации , сформулированы цели исследований , указаны основные особенности используемого подхода , описывается последовательность изложения результатов выполненных исследований и приведены результаты диссертационной работы.

В первой главе рассмотрен вопрос состояния проблемы повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях полета. На основании этого был проведен анализ влияния различных факторов и характерных отказов АТ с целью их возможного учета при разработке методов исследования. Показано, что успешное решение задачи повышения уровня БП ВС может быть достигнуто только при комплексном системном подходе к ней, главным при котором является всесторонний анализ всех возможных факторов и условий, влияющих на БП.

Среди множества факторов, влияющих на БП, выделено пять основных, приводящих к появлению особых ситуаций ВС на этапах взлета и посадки, связанных с авиационными происшествиями(АП) и предпосылками к ним (ПАП):

- состояние ВС;

- состояние внешней среды;

- профессиональный уровень экипажа;

- функционирование системы управления воздушным движением;

- уровень системы технического обслуживания и ремонта ВС.

Обосновывается важность и необходимость исследования инженерного

обеспечения БП, в котором существенные и определяющие роли отводятся состоянию ВС, воздействиям внешней среды и профессиональному уровню экипажа. Рекомендуется всесторонне проводить теоретические и практические мероприятия с целью инженерного обеспечения БП ВС.

Предлагается исследования по оценке влияния отказов АТ, неблагоприятных факторов окружающей среды и действий экипажа на БП ВС производить посредством математического моделирования, как наиболее дешевого и доступного метода.

Во второй главе описывается система математического моделирования движения ВС, которая предложена для исследования эффективности ЛЭ и уровня БП на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений.

Под системой математического моделирования движения ВС понимается набор частных ММ различных типов самолетов, которые должны быть базовыми, позволяющими адекватно описывать весь диапазон возможных маневров в полете, которые строятся по результатам ЛИ, а также на основании альбома аэродинамических

характеристик конкретных самолетов, предъявляемых изготовителем.

В качестве ММ движения самолета по ВПП с низким коэффициентом сцепления в данной работе должна применяться ММ, которая адекватно описывает весь диапазон возможных маневров. Однако ошибки при движении по ВПП могут сделать невозможным благополучное завершение взлета, а возмущения на предпосадочном снижении - посадку Поэтому ММ (или несколько частных ММ) должна адекватно воспроизводить целиком как этап взлета, так и этап посадки.

Под адекватностью ММ здесь понимается соответствие результатов расчетов поведению реального объекта в той степени, в которой это необходимо для целей исследования Идентификация представляет собой процесс определения или уточнения параметров ММ с целью обеспечения необходимой степени адекватности На современном уровне требований к научным исследованиям эту задачу необходимо решать в строго обоснованных рамках и в полном объеме.

Отмеченным выше требованиям удовлетворяет система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), разработанная сотрудниками кафедры Аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА. СММ ДП ЛА представляет собой развитую систему унифицированного программного обеспечения и набора методик планирования, проведения и обработки ВЭ.

ММ любого ВС, разработанная с помощью СММ ДП ЛА, использует полную систему уравнений движения, полученную из основных теорем динамики твердого тела и кинематических соотношений при следующих допущениях:

- самолет рассматривается как абсолютно твердое тело;

- конфигурация самолета имеет плоскость симметрии, а массы распределены симметрично к этой плоскости;

- моменты инерции самолета в рассматриваемых интервалах времени остаются постоянными;

- из-за их малости не учитываются кориолисовы и центробежные силы.

Полная система дифференциальных уравнений движения самолета в векторном виде содержит: </ /

уравнение сил: — (т V) = £ ^,

где т - масса ВС,у - вектор скорости, Р, - векторы всех действующих на ВС сил (аэродинамическая сила, тяга, масса ВС, силы взаимодействия с ВПП);

уравнение моментов ~ I/'й) = X ,

где I - тензор инерции ВС (симметричная матрица из моментов инерции), ^ -вектор угловой скорости вращения ВС, ^ - векторы всех действующих на ВС моментов;

уравнение кинематических связей линейных скоростей: ^ X = V ,

где X - вектор положения центра масс ВС (пространственных координат);

- уравнение кинематических связей угловых скоростей: ^ _

—Ф ~ а

- Л

где <Р - вектор угловой ориентации ВС (угловых координат);

- уравнение изменения массы ВС =

А

где q - секундный расход топлива по мере его выгорания.

В этой системе неизвестных больше, чем уравнений. Для ее замыкания

необходимо использовать дополнительные соотношения, определяющие управляющие воздействия. В таком качестве применяются модели пилотирования (действий человека-пилота или системы управления), задающие отклонения органов управления ВС в зависимости от сиюминутных потребностей и целей.

В СММ ДП ЛА система дифференциальных уравнений движения решает при заданных начальных условиях (т0, У0, Щ,Х0, Ф0) с помощью численного интегрирования методом Рунге-Кутга II порядка с автоматическим выбором шага интегрирования, отслеживающим заданную допустимую погрешность. Самое сложное при построении ММ конкретного типа ВС заключается в обеспечении адекватного вычисления правых частей указанных дифференциальных уравнений в каждый момент времени. Для этого необходимо уметь вычислять не только текущие значения характеристик ВС-силы и моменты от двигателей, от шасси, от аэродинамического воздействия, но и параметры внешних условий, а также определять особенности управления на каждом этапе полета.

Схему реализации ММ в СММ ДП ЛА можно представить в виде, изображенном на рис. 2.1, где стрелками обозначены потоки передаваемой информации, а назначение отдельных блоков определяется их названием. Применения СММ ДП Л А предусматривает использование для оценки адекватности только тех данных ЛИ, которые достаточно полно описывают движение хотя бы в одном канале, и в которых не обнаруживаются внутренние рассогласования данных в результате погрешностей регистрирующей аппаратуры.

Для оценки адекватности выбранной ММ динамики полета самолета были сравнены отдельные параметры движения (такие, как координаты, скорости, угол атаки, перегрузка, крен, угловые скорости), полученные в расчетах и зарегистрированные в ЛИ в тех же условиях полета , и подтверждена достаточная точность и непротиворечивость ММ. Определена степень универсальности и унификации базовых ММ движения ВС Разработанный метод эвристической оценки адекватности математических моделей динамики полета позволяет при достаточной информации идентифицировать не только недостающие значения внешних параметров (ветер, коэффициент сцепления ВПП), но и манеры пилотирования на различных участках полета в различных ЛИ.

С<>(~ ныние КПП

1г

Расчет шасси

Определение подтгапов движения. задание параметром управления

1 НС V и ДХ ' Л »родинами*» | ) | \ I мосфера шнг>лс1сн | ' чарак г ермс » нкн ] несер кы* <<-

Расчет двигателей ]

... _. .1 "

Расчет аэродшмм ики

' 1 1

~ 1

Расчет \

а 1иосферы

Пп »ег рпрошшне \ равнений л»Ш/ кем и я определение координат и параметром жи,копим

Рис. 2.1. Структура ММ движения ВС в СММ ДП

б

В третьей главе рассматривается ряд вопросов , непосредственно связанных с математическим моделированием движения ВС в особых случаях взлета и посадки. Предлагается метод идентификации модели пилота и модель состояния ВПП, проводится сравнение отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП , а также показана возможность применения метода оптимального планирования численного эксперимента к задачам математического моделирования взлета и посадки ВС

Задача, которая решается в данном разделе, заключается в выборе метода и разработке алгоритма расчета параметров квазилинейной модели пилота на основе сравнения действительного процесса изменения угла отклонения руля самолета, записанного в летном эксперименте, и аналогичного процесса, полученного в результате моделирования движения самолета на ЭВМ, при одних и тех же условиях.

Рассмотрены временные и частотные методы идентификаций передаточных функций человека-оператора. Ввиду того, что в результате моделирования системы "пилот-самолет-среда" получаются зависимости различных параметров полета от времени и имеется возможность сопоставлять результаты такого моделирования с данными летных экспериментов, выбран один из методов идентификации модели пилота, основанный на использовании временных характеристик. Наиболее подходящим из этих методов определен градиентный метод идентификации, важным достоинством которого по сравнению с другими является его пригодность как для линейных, так и нелинейных моделей Градиентный метод - это стратегия настройки, при которой скорость настройки параметра модели пропорциональна чувствительности ошибки рассогласования к изменению этого параметра Применять градиентный метод идентификации передаточных функций пилота возможно, если будут моделироваться такие ситуации, для которых есть или можно иметь данные, полученные в результате летных экспериментов. Для того, чтобы эффективно использовать градиентный метод идентификации был разработан соответствующий алгоритм, который был положен в основу программы для ЭВМ Разработанный алгоритм идентификации ММ пилота основан на минимизации функционала , характеризующего невязку между отклонением руля самолета , формируемым моделью пилота, и отклонением руля , записанном в летном эксперименте.

В качестве объекта исследования при разработке такого алгоритма идентификации ММ пилота была принята математическая модель управления рысканием самолета Ил-86 на этапе взлете . .

Необходимость моделирования разбега и пробега ВС по сухой, влажной и скользкой ВПП заставило ввести в блок "шасси" ММ движения самолета описание состояния полосы, которое характеризуется коэффициентом сцепления (цсц =" 0,7 -сухая ВПП; цсц = 0,5 - влажная; цсц =0,3 - скользкая).

В зависимости от величины изменяются боковая (Р7)и продольная (Рх) силы, действующие на колесо, а, следовательно, будут меняться величина бокового отклонения самолета от оси ВПП и длины разбега и пробега.

Обычно при расчетах взлета и посадки самолетов используют графические зависимости боковой силы от вертикальной Р2=/(Ру), экспериментально полученные при разных углах увода колеса (ру) только для сухой полосы. И чтобы моделировать влажную и скользкую полосы часто величину Р2 для сухой полосы просто уменьшают в два или в три раза. Аналогичным образом также задается графически с помощью экспериментально полученных значений и коэффициент трения /ф.

Однако такими графиками можно пользоваться в очень ограниченных пределах из-за того, что нет явной зависимости Рг и от величины коэффициента сцепления цс„, который изменяется в больших диапазонах на влажной и скользкой ВПП (например, для скользкой полосы коэффициент сцепления может варьироваться в пределах 0,40 - 0,25, а для сухой 0,80 - 0,65) Поэтому желательно было бы иметь аналитическую зависимость боковых и продольных сил, действующих на колесо, от величины коэффициента сцепления. Используемая в расчетах модель состояния полосы как раз и содержит именно такие зависимости.

Проведен сопоставительный анализ отечественных и зарубежных Норм летной годности (НЛГ) гражданских транспортных самолетов при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков с ВПП. Он необходим для разработки предложения по унификации требований Авиационных правил РФ к летной годности самолетов типа Ил-96-300 с требованиями РАЯ-25, что необходимо для повышения конкурентоспособности отечественной техники и сравнительной оценки ее эксплуатации по зарубежным нормам летной годности на этапах взлета и посадки .

Все отечественные и зарубежные НЛГ гражданских самолетов предъявляют требования к путевой управляемости на ВПП. А именно, самолет должен безопасно управляться на разбеге, пробеге и рулении при наличии бокового, под углом 90°, к направлению движения ветре Величина предельного ветра должна быть определена в летных сертификационных испытаниях, а управляемость на ВПП - получить положительную оценку летчика.

Российские НЛГ самолетов - Авиационные правила (АП-25, АП-23) требуют продемонстрировать управляемость на полосе с боковым ветром не менее 0,2У81,но не более 12,8 м/с. Эта формулировка полностью совпадает с требованиями РАЛ-25, по которым сертифицируются зарубежные самолеты.

Однако далее идет существенное различие, которое коренным образом влияет на летную эксплуатацию авиационной техники.

Зарегистрированные в ЛИ значения бокового ветра, согласно требованиям АП-25 или НЛГС-3 вносятся в раздел "Ограничения" РЛЭ типа самолета В то же время продемонстрированный в испытаниях боковой ветер по РАЛ-25 не является ограничением и не вносится в РЛЭ в качестве предельного для самолета Более того, указанный боковой ветер, не являются рекомендацией разработчика самолета эксплуатанту.

Поясним проблему на примере самолета Ил-96Т. В процессе сертификационных Ж при доказательстве соответствия п.25.237 АП-25 были зарегистрированы взлеты и посадки с боковым ветром 15 м/с на сухой ВПП, что было внесено в РЛЭ, как ограничение Однако записи ЛИ свидетельствовали о значительном запасе управляемости на полосе. Через некоторое время самолет Ил-96Т совершил нормальную посадку в Шереметьево в условиях, когда порывы бокового ветра достигали 22 м/с Так как в этом полете работала контрольно-записывающая аппаратура, то стало возможным зачесть полученные материалы в качестве сертификационных и изменить установленное ограничение РЛЭ После проведения дополнительных расчетов на математических моделях в качестве ограничения в РЛЭ для сухой ВПП установлен боковой ветер 19 м/с.

РАЯ-25 требует продемонстрировать путевую управляемость с боковым ветром только на сухой ВПП. Для других состояний полос разрешается эксплуатация с ограничениями по скорости ветра, установленными самими авиакомпаниями и согласованными с РАА. Эти ограничения могут отличаться у разных эксплуатантов,

которые несут за них полную ответственность в зависимости от подготовки их экипажей, количества тренировок на тренажерах и т.д.

Так как авиакомпании заинтересованы во всепогодной эксплуатации своих самолетов и соблюдении расписания рейсов, то они стремятся максимально расширить ограничения по состояниям полос, не снижая уровень БП В то же время, отечественные НЛГ требуют установления ограничений для всех состояний ВПП на этане сертификационных ЛИ , которые действуют для всех авиакомпаний. Последующее расширение этих ограничений производится только разработчиком самолета путем введения Главного изменения типовой конструкции самолета с одобрения Авиарегистра и Сертификационного Центра.

В отечественных документах, которыми руководствуются производители самолетов, существует жесткая связь состояния полосы и коэффициента сцепления цсц . Коэффициент сцепления измеряется по установленной в Руководстве по эксплуатации гражданских аэродромов Российской Федерации методике деселерометром.

Изучение зарубежных руководящих документов показало, что там принята другая методика соотношения состояния полосы и соответствующего коэффициента, а также средства его измерения. Основной характеристикой поведения самолета на полосе является качество торможения, а коэффициент характеризует торможение.

Коэффициент Щдаи в такой грактовке всегда лежит в пределах от 0,05 до 0,4. Причем коэффициенту 0,4 соответствует сухое состояние полосы, а 0,05 - обледеневшее.

Для наглядности сведены указанные выше цифры по коэффициенту сцепления в табл.3.1. Таким образом, автоматически перенося ограничения по боковому ветру зарубежных самолетов на принятую у нас шкалу, что и делается в практике летной эксплуатации, получают значительно большие величины допустимой скорости ветра для иностранных самолетов.

ТаблицаЗ.1.

Состояние ВПП Сухая Мокрая Обледеневшая

цсц (Россия) 0,6 - 0,7 0,4 - 0,5 0,3

И-горм (США) 0,4 0,36-0,39 0,05

Существует еще одна проблема, связанная с приборами, измеряющими коэффициент сцепления, и соотношения их с качественной характеристикой торможения. При замерах ц.трм средствами, применяющимися в иностранных аэропортах, получается разброс по состояниям ВПП, представленный в табл.3.2.

Из табл. 3.2. очевидно, что для того, чтобы сравнивать характеристики самолетов на различных состояниях ВПП, необходимо ввести единую шкалу по состояниям полос, коэффициентам сцепления и характеристикам торможения

Исследования движения ВС с помощью математического моделирования требует значительного числа численных экспериментов. Современные методы планирования позволяют существенно сократить затраты времени и средств при постановке проведения большого массового эксперимента

Таблица 3 2.

Средство измерения Качество торможения

воо«! МесИит Роог

Скидометр >0,6 0,49-0,59 <0,49

Мю-метр >0,5 0,4 - 0,49 <0,4

Измеритель трения поверхности >0,44 0,33 - 0,43 <0,33

Теория планирования эксперимента основывается на методах математической статистики, поскольку измерение любой экспериментальной величины всегда осуществляется при воздействии некоторых помех , в силу этого приходится иметь дело не с детерминированными, а со случайными величинами Численные модели, адекватно отражая свойства реальных процессов, тоже имеют определенные статистические свойства.

В данной работе использована методика, относящаяся к направлению в теории планирования эксперимента, которое обычно называют планированием эксперимента по выяснению механизма явлений Здесь под влиянием механизма явления подразумевается не прямое исследование взаимодействия, например, самолета и взлетной полосы, а нахождение зависимости нужного параметра от воздействующих факторов , которая может потом непосредственно измеряться в эксперименте . С помощью метода оптимального планирования численного эксперимента в настоящей работе получены аппроксимирующие зависимости основных параметров движения самолета на взлете и посадке при значительном сокращении объема вычислении

Для представления результатов экспериментов в компактной форме, удобной для дальнейших исследований , а также оптимального использования пространства независимых переменных , зависимость результата эксперимента у от независимых переменных Х1,Х2, .. х„ представляется в виде

у = а|/,(Х|,..., хп) + а2/2(хь .., хл)+...+а^х,,..., х„) , (3.1)

В работе выбраны две возможные номинальные зависимости }\ от х,. у = ао а,Х| +. .+ а„ х„, (3.2)

у = ао+а,х, + ..+ апхп+ап+1Х|Х,+ап+|Х2х2+...+а„+2х2Х2 + а2„+,х,Х2+ + акх„.1х„ (3.3)

и _ (" + 2)(я +1) , где * _ 2

Неизвестные коэффициенты находятся из уравнений метода наименьших квадратов (МНК) , записанных в матричной форме А - С • Р ' У

(3.4)

где С=(Р'Р)-1 - дисперсионная матрица, в которой матрица Р ' - транспонированная к матрице исходных данных Р ; У,А-столбцы результатов наблюдений и неизвестных коэффициентов .

При известной дисперсии ошибок наблюдений а2 магрица ковариаций искомых коэффициентов

cov(A) = С-о 2 (3.5)

а при неизвестной дисперсии наблюдений <т2, для ее оценки в работе используется остаточная сумма квадратов

S(a) = ¿

имеющая <р = N - К -1 степеней свободы.

Тогда оценка для а2 будет s/y., что позволяет вместе с (3.5) указать доверительные штгервалы для неизвестных коэффициентов .

В работе рассмотрен вопрос об оптимальном объеме выборки экспериментальных данных в зависимости от констант С1, и С2, определяющих соответственно стоимость отдельного опыта и удельные потери от неточного знания коэффициентов .

Получено, что

ГС^ + ЦдП"™

- С, ,

где |D| - определитель дисперсионной матрицы D (3. 4), а К определено в (3.3) .При отношении С2/С 1=0,01, К=4( случай линейной регрессии) и D=104 получаем Мопт=14.

Предложенные и разработанные в главе современные теоретические методы и алгоритмы использованы при решении прикладных задач движения ВС в особых случаях взлета и посадки с помощью численного моделирования для разработки рекомендаций и предложений по технике пилотирования и обеспечения БП.

В четвертой главе выполнена систематизация основных результатов численных исследований наиболее важных задач взлета и посадки ВС в условиях предельных ограничений с помощью предложенной системы математического моделирования движения транспортных самолетов и разработанных теоретических методов.

Проведено решение прикладных задач особых случаев взлета и посадки самолета Ил-96-300. В расчетных вариантах взлета были выбраны наихудшие условия из ожидаемых условий эксплуатации (ОУЭ), усложняющие взлет: отказ правого крайнего двигателя (№ 4) на скорости по прибору 210 км/ч для продолженного взлета и 240 км/ч для прерванного, при которых эффективность управления и носовым колесом, я аэродинамическими рулями существенно снижена. В момент отказа двигателя имитировалось и отключение управления передней стойкой (переход на режим самоориентирования), что также ухудшает управляемость самолета на ВПП.

Расчетные случаи (PC) посадки выбирались предельно неблагоприятными по условиям отказа крайнего двигателя в момент касания ВПП самолета, заходившего на посадку с отказавшим внутренним двигателем с той же стороны. Вероятность такого совпадения весьма мала и сопоставима с вероятностью отказов органов управления в течение всего полета. Поэтому в качестве расчетных случаев в данной работе были приняты варианты посадки без отказа двигателя, но с отказами, которые могут влиять на боковое движение самолета на ВПП:

> отказы управления рулем направления (заклинивание в положениях-27°, 0°,+27°):

> отказы управления элеронами (заклинивание в положениях -23°, 0°, +23°);

> отказы управления интерцепторами (заклинивание в положениях 0°, 30°);

> невключение реверса одного двигателя на пробеге;

> отказы управления передней стойкой (свободное ориентирование, заклинивание в нейтральном положении);

> отказ торможения колес одной подкрыльевой стойки.

ВЭ, проведенные с помощью СММ ДП ЛА, по расчетам прерванного взлета и посадки ВС Ил-96-300 с отказами органов управления позволили исследовать возможности расширения эксплуатационных ограничений на ВПП при взлете и посадке в условиях низкого коэффициента сцепления и боковой составляющей ветра

Проведено исследование условий движения самолетов Ил-86 и Ил-96-300 на ВПП с различными характеристиками торможения с целью расширения границ их безопасной эксплуатации. ВЭ , проведенные с помощью СММ ДП ЛА, позволили выявить особенности пилотирования самолетов Ил-86 и Ил-96-300 на ВПП, имеющих пониженный коэффициент сцепления, при наличии боковой составляющей скорости ветра. Анализ результатов ВЭ позволил выявить наихудшие условия взлета и посадки самолетов Ил-86 и Ил-96-300 с отказами органов управления и разработать предложения и рекомендации по ЛЭ самолета в условиях, выходящих за рамки ОУЭ, определенных РЛЭ.

Проведено определение предельных эксплутационных возможностей самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы Вычислительные эксперименты , проведенные с помощью математического моделирования , по расчету нормального взлета самолета Ил-76ТД с эффективной взлетной тягой 87,2% позволили:

-исследовать возможности ЛЭ и условия соблюдения требований по БП самолета с повышенным значением взлетной массы;

-выявить предельные условия взлета самолета с эксплуатационными значением взлетной массы;

-получить основу для разработки практических рекомендаций и предложений по ЛЭ самолета с повышенным значением взлетной массы.

Проведено исследование совокупности особых условий взлета и посадки ВС с целью выявления критических ситуаций. Используя ММ движения ВС и метод оптимального планирования численного эксперимента , определены соответствующие предельные значения основных факторов метеоусловий (ветровое воздействие, коэффициент сцепления колес шасси с ВПП и т.д.), построены диаграммы предельных значений метеоусловий и проведен анализ обеспечения БП транспортных самолетов на этапах взлета и посадки.

На практике при математическом моделировании динамики полета ВС не составляет труда получить предельные значения любого параметра, приводящие к аварийной ситуации, совокупность таких предельных значений выбранной пары исследуемых параметров и будет представлять собой диаграмму предельных значений совокупности этих параметров. В качестве примера определения предельных значений основных факторов рассмотрено влияние порывов бокового ветра и ошибок пилотирования по углу курса при выходе на ВПП на послепосадочный пробег самолета Ту-154 (рис. 4.1) При моделировании предполагалось, что самолет заходит на посадку в условиях встречного ветра постоянной величины (без сдвигов), но на пробеге, начиная со скорости Уип, встречный ветер плавно в течение времени I меняет свое направление на угол азимута Д\|/ж„ с последующим возвратом к исходному состоянию. Таким образом имитировалось внезапное появление боковой составляющей ветра и

уменьшение встречной компоненты скорости ветра. На рис. 4 1а. приведены траектории послепосадочного пробега, при безошибочной посадке самолета Ту-154 на различные ВПП (цСц~Уаг) при возникновении и развитии порыва ветра. Как видно из рис. 4.1а, порыв бокового ветра искривляет траекторию пробега тем сильнее, чем раньше он возникает, т.к. на большой скорости аэродинамические силы оказывают более заметное влияние, чем силы реакций колес шасси с ВПП. Однако суммарный эффект оказывается небольшим - в случаях, представленных на рис. 4.1а, боковое отклонение самолета не превышает 1 м.

Следует отметить, что состояние ВПП, оказывая заметное влияние на длину пробега, на боковое отклонение самолета влияет в меньшей степени, в рассмотренных случаях моделировалась посадка самолета в условиях встречного ветра со скоростью Wo-10 м/с. Посадка при большей скорости встречного ветра качественно не изменяет сделанных выводов.

На том же рис. 4.16. представлены две траектории послепосадочного пробега самолета Ту-154 по скользкой ВПП (|асц~уаг) при выходе на полосу с ошибкой'по курсу, составляющей <р= 2°. Как и в предыдущем случае, на пробеге имитировалось внезапное возникновение бокового ветра, развитие которого приведено на том же графике.

Результаты моделирования показывают, что ошибка по курсу <р= 2° является предельной величиной: она приводит к боковому отклонению самолета от линии, проходящей параллельно оси ВПП через точку касания, до 15 м. Самолет выходит на траекторию, параллельную оси ВПП, через 500 м пробега после касания полосы, причем расход рулей на исправление траектории не превышает 50% от располагаемых значений.

Характерно, что и в этом случае состояние ВПП оказывает заметное влияние лишь на длину пробега. Как показывает рис. 4.16, боковые отклонения при пробеге самолета по мокрой ((101=0,5) и скользкой (цсц =0,25) ВПП практически одинаковы.

Трактории пробега самолета Ту-154 по скользкой ВПП приразпичнык порывах бокового ветра (в) и при выгоде на полосу с ошибкой по курсу (6)

Рис .4 .1.

Поскольку возможность эксплуатации ВС на ВПП, имеющих пониженный коэффициент сцепления, рассматривается в настоящее время как существенный резерв повышения регулярности полетов, то в работе был предложен метод оценки безопасности полета ВС по предельным значениям для случаев их взлета и посадки в сложных метеоусловиях (малый коэффициент сцепления и большой боковой ветер) В частности, была получена диаграммы предельных значений для взлета и посадки ВС в нормальных условиях и при отказах систем

Диаграмма предельных значений

взлет МЯ-Я6 4-прервлшшй, 5-прояолжешши

Рис.4.2.

Задача построения диаграммы предельных значений факторов метеоусловий без отказов систем является полностью "детерминированной" и решалась с помощью математического моделирования взлета и посадки ВС с использованием метода планирования численного эксперимента. При этом просчитывался целый ряд вариантов взлета и посадки ВС при различных значенияхШ2, цсц и отказах систем Кривая 1 (рис. 4 2) дает диаграмму предельных значений модуля скорости бокового ветра и коэффициента сцепления при отказах систем, т.е таких их значений, которые безусловно приводят к боковому выкатыванию ВС с ВПП.

Следовательно, на рис. 4.2. верхняя кривая 2 ограничивает снизу область значений АУг и цсц, при которых возникает аварийная ситуация (ее вероятность Ра Ь с = 1). а соответственно, нижняя кривая 1, ограничивает снизу область предельных значений W7 и цсц , при отказах систем. Ясно, что вероятность отказа систем Рсист и будет вероятностью аварийной ситуации на этой кривой 1. Во всей области между кривыми 2 и 1 вероятность аварийной ситуации Ра Ь с _РСИСТ, а ниже второй кривой 1 -(при отсутствии каких-либо других предпосылок к аварийной ситуации) вероятность Ра Ь с =0.

Таким образом, полученная диаграмма предельных значений для различных

типов ВС показывает предельные, граничные значения основных факторов метеоусловий (в данном случае значения скорости бокового ветра и коэффициента сцепления), которые имеют место при появлении случайного события (отказов систем), и дает вероятность появления аварийной ситуации.

Представленная методика позволяет уточнить область безопасных значений совокупности факторов, осложняющих условия эксплуатации, и тем самым оценить возможность расширения границы ОУЭ ВС ГА.

Она позволяет предварительно рекомендовать взлет и посадку ВС на ВПП с пониженными коэффициентами сцепления (цсц <0,3) и с боковым ветром большим, чем регламентировано в РЛЭ. Окончательное заключение по изменениям в РЛЭ ВС должно быть установлено после проведения летных испытаний.

По результатам проведенных исследований в конце главы разработаны рекомендации и предложения по обеспечению безопасной ЛЭ ВС на взлете и посадки в условиях предельных ограничений и при отказах АТ .

В приложениях приводятся сценарии алгоритмов программ и подпрограмм ММ ВС, некоторые дополнительные результаты исследований и документы, подтверждающие внедрение результатов работы.

Заключение

Работа направлена на решение большой и важной проблемы ГА — повышение эффективности ЛЭ и обеспечение БП ВС на этапах взлета , захода на посадку и посадки в условиях предельных ограничений в части разработки обоснованных рекомендаций по ЛЭ, предложений для профессиональной подготовки экипажей ВС по технике пилотирования.

Основные выводы проведенных исследований сформулированы в конце каждой главы диссертации. Общими результатами, полученными в работе, являются следующие:

1. Проведен анализ влияния различных факторов и условий, влияющих на БП ВС на этапах взлета и посадки. Показано, что при исследованиях вопросов повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП ВС на взлете и посадке обязательному рассмотрению и учету подлежат все факторы и условия, связанные с инженерным обеспечением БП ВС (состояние ВС и отказы АТ, состояние внешней среды и действия экипажа при управлении ВС). Это требует большого объема ЛИ и ВЭ, поэтому диктует требование внедрения математических методов планирования экспериментов и анализа их результатов.

2. Предложена система математического моделирования нормальных и особых случаев взлета и посадки ВС, позволяющая реализовывать сложные ММ транспортных самолетов с высокой степенью точности и достоверности. Система идентифицирована по результатам реальных полетов самолетов Ил-96-300 , Ил-76ТД и Ту-154 . Показано , что принятая для исследований СММ ДП ЛА позволяет рассчитывать параметры движения ВС на этапах взлета и посадки с высокой степенью адекватности реальному поведению самолета.

3. Развиты методы идентификации модели пилота и состояния ВПП , а также проведен сопоставительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП позволяющие проводить более корректно исследования поведения ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений.

4. Предложен метод оптимального планирования для упрощения численного

эксперимента и алгоритм обработки результатов математического моделирования взлета и посадки ВС , позволяющие существенно сократить затраты времени и средств при анализе влияния эксплуатационных факторов

5 Выполнен большой численный эксперимент по решению прикладных задач с помощью используемой системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений и при отказах систем с целью определения возможности расширения ОУЭ. Показана реальная возможность включения в прирамму ЛИ исследований движения ВС при пониженных коэффициентах сцепления и больших, чем указанные в РЛЭ, значений боковой составляющей скорость ветра.

6. Разработаны практические рекомендации и предложения по ЛЭ и обеспечению БП ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений.

Полученные в работе решения позволяют значительно расширить фронт работ для повышения информации о поведении ВС в сложных условиях взлета и посадки при сохранении или уменьшении объема ЛИ , а также выдавать рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полетов , расширению летных ограничений и соответствию НЛГ гражданских самолетов.

Некоторые результаты исследований были переданы в МГТУ ГА , ФСНСТ и летные подразделения ГА для использования в работе, что подтверждается соогветствующими актами внедрения.

Основные публикации по теме диссертации :

1. Маликов С. А. , Круглякова О. В. , Бехтина Н. Б. Анализ возможности заклинивания руля направления самолета Ил-114 на рулении в аэропорту "Домодедово" -Научный Вестник МГТУГА № 33. Сер. Аэромеханика и прочность.- М.. МГТГУА, 2000.-С.57-60.

2 Маликов С. А., Жучков М. Ю., Трушковский К. П. , Поздняков В. В., Бехтина Н. Б. Определение критической скорости принятия решения прерванного взлета ВС на мокрых и скользких ВПП.- Научный Вестник МГТУГА № 37. Сер. Аэромеханика и прочность,- М.: МГТГУА , 2001.-С.23-29.

З.Маликов С. А. , Таршин Ю П. , Трушковский К II. Реальные возможности взлета самолета Ил-76ТД малой массы в посадочной конфигурации.- Научный Вестник МГТУГА №50. Сер. Аэромеханика и прочность,- М.: МГТГУА , 2002.-С.50-53.

4 Маликов С. А. , Дмитриев В А. , Ковалевский С. А. , Косачевский С. Г. , Ципенко С. В. Моделирование некоторых прикладных задач летной эксплуатации самолета Ил-96-300 на взлете.- Научный Вестник МГТУГА №60. Сер. Аэромеханика и прочность,- М.: МГТГУА, 2003.-С.116-120.

5.Маликов С. А., Стрелец И. В., Гришин А. А. Моделирование захода на посадку и посадки самолета Ту -154М в условиях предельных профилей сдвига ветра.-"Гражданская авиация на рубеже веков": Тез. Докл. Международной научно-технической конференции.-М.: МГТУГА, 2001.-c.96.

6. Маликов С. А., Стрелец И. В., Гришин А. А. Особенности захода на посадку и посадки самолета Ил-96-300 в условиях предельных профилей сдвига ветра.-"Гражданская авиация на рубеже веков": Тез. Докл. Международной научно-технической конференции.-М.. МГТУГА, 2001.-С.96-97

7.Маликов С. А. , Столяров Н. Н., Ципенко В Г. Оптимальная методика посадки самолета 1у-154М с учетом характеристик устойчивости и управляемости.-"Гражданская авиация на современном этапе развития науки , техники и общества": Тез.

Докл. Международной научно- технической конференции.-М.: МГТУГА, 2003.-С.22-23.

8.Маликов С. А. , Булгаков Д. Н. , Столяров Н. Н. Актуальные направления эргономического синтеза приборной информации в кабинах самолетов - "Гражданская авиация на современном этапе развития науки , техники и общества": Тез. Докл. Международной научно- технической конференции.-М.: МГТУГА, 2003.-е 46-47.

9.Маликов С. А и др. Исследование возможностей расширения эксплутационных ограничений самолета Ил-96-300 с ВПП при взлете и посадке в условиях низкого коэффициента сцепления и боковой составляющей ветра . Этап 1. Обоснование выбора расчетных случаев и результаты вычислительных экспериментов. Пром. отчет о НИР 010-10.006-01ГА.-Научн. руководитель Ципенко В. Г. , отв. исполнитель Кубланов М. С.-М.: МГТУГА, 2001.-с.74.

10. Маликов С. А. и др. Исследование возможностей расширения эксплутационных ограничений самолета, Ил-96-300 с ВПП при взлете и посадке в условиях низкого коэффициента сцепления и боковой составляющей ветра . Этап 2. Разработка рекомендаций и предложений по летной эксплуатации самолета Ил-96-300 в условиях низкого коэффициента сцепления ВПП и повышенной скорости боковой составляющей ветра .Закл. отчет о НИР 010-10.006-01ГА.-Научн. руководитель Ципенко В. Г., отв. исполнитель Кубланов М. С -М.: МГТУГА , 2001.-с.29.

11. Маликов С. А. и др Исследование возможностей выполнения полетов на самолете Ил-96-300 с ВПП имеющих коэффициент сцепления 0,3 и ниже (0,25) , с изменением ограничений по боковой составляющей ветра Этап1. Анализ возможностей расширения ожидаемых условий эксплуатации самолета Ил-96-300 в условиях низких коэффициентов сцепления ВПП Пром. отчет о НИР118 -Научн. руководитель Ципенко В. Г. , отв. исполнитель Кубланов М. С.-М.. МГТУГА , 2QOO.-152с.

12. Маликов С. А. и др. Исследование возможностей выполнения полетов на самолете Ил-96-300 с ВПП имеющих коэффициент сцепления 0,3 и ниже (0,25) , с изменением ограничений по боковой составляющей ветра . Этап2. Разработка предложений и рекомендаций по летной эксплуатации самолета Ил-96-300 .Закл. отчет о НИР118.-Научн. руководитель Ципенко В. Г , отв. исполнитель Кубланов М. С.-М.: МГТУГА, 2000,- 102с.

13. Маликов С. А. и др. Исследование условий движения самолетов Ил-86 и Ил-96 на ВПП с различными характеристиками торможения с целью расширения границ их безопасной эксплуатации и подготовка соответствующих рекомендаций по изменению эксплуатационной документации. Закл. отчет о НИР143-2001/2 -Научн. руководитель ЦипенкоВ Г., отв. исполнитель Кубланов М С -М.- МГТУГА , 2001.-154с.

14. . Маликов С. А. и др. Исследование возможностей эксплуатации самолета Ил-76 ТД с повышенным значением взлетной массы . Отчет о НИР.-Научн. руководитель Ципенко В. Г., отв. исполнитель Кубланов М. С.-М.: МГТУГА, 2001.-47 с.

Подписано в печать 04.04.06 г. Печать офсетная Формат 60x84/16 0,93 уч.-изд. л. 1,0 усл.пея. л. Заказ К» 123Тираж 70 экз.

Московский государственный технический университет ГА 125933 Москва, Кронштадтский бульвар, д. 20 Редахционно-издателъский отдел 125493 Москва, ул. Пулковская, д. ба

© Московский государственный технический университет ГА, 2006

WW-

-7077

Введение.

ГЛАВА 1 .Особенности летной эксплуатации воздушных судов на взлете и посадке в условиях предельных ограничений.

1.1. Вводные замечания и постановка задачи.

1.2. Анализ причин авиационных происшествий при взлете воздушных судов.

1.3. Анализ причин авиационных происшествий при посадке воздушных судов.

1.4. Влияние отказов функциональных систем на безопасность полетов воздушных судов

1.5. Влияние внешней среды па безопасность полетов воздушных судов.

1.6. Анализ действий пилота на обстоятельства и причины авиационных происшествий.

1.7. Методы исследования летной эксплуатации и безопасности полетов воздушных судов в условиях предельных ограничений.

Выводы по главе 1.

ГЛАВА 2 Система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов на этапах взлета и посадки.

2.1. Вводные замечания.

2.2. Возможности системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов.

2.3. Архитектура системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов.

2.4. Структура математической модели движения самолета.

2.5. Идентификация математических моделей движения воздушных судов на этапах взлета и посадки.

2.5.1. Методика обобщенной проверки адекватности ММ экспериментальным данным

2.5.2. Методика эвристической проверки адекватности ММ экспериментальным данным

2.6. Результаты идентификации математических моделей движения воздушных судов на этапах взлета и посадки.

2.6.1. Результаты идентификации ММ движения самолета Ил-96-300 по ВПП.

2.6.1.1. Идентификация математической модели посадки в продольном канале управления.

2.6.1.2.Идентификация математической модели посадки при воздействии возмщающих факторов поперечного движения.

2.6.1.3. Идентификация математической модели движения самолета по ВПП в продольном направлении.

2.6.2 Результаты идентификации математической модели движения самолета Ил-76ТД

2.6.3 Результаты идентификации ММ движения самолета Ту-154.

Выводы по главе 2.

ГЛАВА 3. Разработка и применение теоретических методов исследования при моделировании взлета и посадки воздушных судов.

3.1.Постановка задачи.

3.2. Метод идентификации модели пилота.

3.3 Модель состояния взлетно-посадочной полосы.

3.4 Составительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления ппевматиков шасси с ВПП.

3.4.1 Анализ процедур сертификации ограничений по состоянию ВПП и боковому ветру по отечественным и зарубежным нормам летной годности.

3.4.2. Анализ процедур замера коэффициента сцепления по отечественным и зарубежным нормам летной годности.

3.4.3. Применение математического моделирования для определения ограничений по состоянию ВПП и боковому ветру.

3.5 Метод оптимального планирования численного эксперимента при математическом моделирования взлета и посадки ВС.

3.5.1. Математическая теория планирования эксперимента.

3.5.2 Вычисление коэффициентов поверхности отклика.

3.5.3. Определение оптимального объема выборки.

Выводы по главе 3.

ГЛАВА 4. Решение прикладных задач взлета и посадки воздушных судов в условиях предельных ограничений.

4.1 Постановка задачи.

4.2 Решение прикладных задач особых случаев взлета и посадки самолета Ил-96-300.

4.2.1. Анализ нормативной документации.

4.2.2 Обоснование выбора расчетных случаев вычислительных экспериментов.

4.2.3.Результаты вычисленных экспериментов особых случаев взлета самолета Ил - 96300.

4.2.4 Результаты вычислительных экспериментов особых случаев посадки самолета Ил -96-300.

4.2.4.1. Посадка без отказов в системах управления.

4.2.4.2. Отказы руля направления.

4.2.4.3. Отказы элеронов.

4.2.4.4. Отказы внешних интерцепторов.

4.2.4.5. Отказы реверсирования крайнего двигателя.

4.2.4.6. Отказы управления передней стойкой шасси.

4.2.4.7.Невключение тормозов одной подкрыльевой стойки шасси.

4.3. Исследование условий движения самолетов Ил-86 и Ил-96-300 на ВПП с различными характеристиками торможения с целью расширения границ их безопасной эксплуатации

4.3.1. Выбор и обоснование расчетных случаев вычислительных экспериментов.

4.3.2. Исследования условий движения самолета Ил-86 на ВПП с различными характеристиками торможения.

4.3.2.1. Исследование прерванного взлета самолета Ил-86 с различными характеристиками торможения.

4.3.2.1.1. Исследование влияния скорости отказа наветренного двигателя при прерванном взлете самолета на разбеге по ВПП с сильным боковым ветром и пониженным коэффициентом сцепления.

4.3.2.1.2. Исследование прерванного взлета самолета на скользкой ВПП при сильном боковом ветре.

4.3.2.1.3. Исследование отказа управления передней стойкой шасси при прерванном взлете самолета.

4.3.2.1.4. Исследование влияния уменьшения вдвое скорости поворота передней стойки шасси при прерванном взлете самолета.

4.3.2.2. Исследование влияния различных способов торможения на длину пробега самолета Ил-86 при посадке.

4.3.3. Исследование условий движения самолета Ил-96-300 на ВПП с различными характеристиками торможения.

4.3.3.1. Исследование взлета самолета Ил-96-300.

4.3.3.2. Исследование посадки самолета Ил-96-300.

4.4 Определение предельных эксплутационных возможностей самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы.

4.5. Исследование совокупности особых условий взлета и посадки воздушных судов с целью выявления критических ситуаций.

4.6.Разработка практических рекомендаций и предложений по летной эксплуатации и обеспечению безопасности полетов воздушных судов на взлете и посадке в условиях предельных ограничений.

4.6.1. Рекомендации и предложения по расширению ожидаемых условий эксплуатации самолетов Ил-86 и Ил-96-300 при движении по ВПП.

4.6.2. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы.

4.6.3. Рекомендации и предложения по унификации требований отечественных норм летной годности с зарубежными по коэффициенту сцепления шин шасси с ВПП

Выводы по главе 4.

Высокая эффективность и безопасность полета эксплуатационных подразделений гражданской авиации непосредственно зависят от качества самого ВС и пилота, управляющего им. Если говорить о таком типе ВС как самолет, то его качества характеризуются тремя основными летными свойствами устойчивостью, управляемостью и маневренностью (для транспортного самолета маневренность не играет существенную роль), а также существенно зависят от надежной и безотказной работы конструкции, двигателей и систем самолета [3, 4,11 , 12].

В свою очередь, качества пилота определяются его теоретической и практической подготовкой, пониманием динамики движения самолета в различных, ситуациях и знанием соответствующих инструкций по ЛЭ [1,2, 5-10 ];

Поскольку вопросы устойчивости, управляемости и БП для ВС являются важнейшими и тесно связанными между собой, то методы как теоретических, так и экспериментальных исследований обеспечения хороших показателей этих качеств самолетов, относятся, к числу достаточно сложных проблем [13-15]. Все трудности в изучении и понимании этих проблем вытекают , с одной стороны , из большого числа параметров и. эксплуатационных ограничений, влияющих на режим полета, а с другой' стороны, большое число летных и эксплуатационных ограничений, указанные пилоту в инструкции по ЛЭ конкретного типа самолета, определяют предельные режимы полета, пилотирование на которых требует повышенного внимания. Поэтому в некоторых случаях полета из-за ошибок в пилотировании возможно попадание самолета на критические режимы полета, которые могут усугубляться сложными метеоусловиями, отказами функциональных систем самолета, влиянием гибких конструкций, которые подвержены значительным деформациям в полете, недостатками эффективности рулевых поверхностей и т.д. Это все приводит к дополнительным трудностям в эксплуатации ВС, к снижению их летно-технических характеристик (ЛТХ) и уровня БП [16-120].

Наиболее сложными и ответственными с точки зрения обеспечения БП являются режимы взлета, захода на посадку и посадки ВС [21, 22, 14, 24-26], специфика которых обусловлена: существенно нелинейным характером аэродинамических характеристик самолета на больших взлетно-посадочных углах атаки; явным проявлением перекрестных связей продольного и бокового движений самолета; значительным влиянием близости земли как на аэродинамические характеристики, так и непосредственно на условия пилотирования самолета; наличием принципиально особых этапов движения самолета (в отличие от обычных полетных) - отрыва и касания, а также участков движения ВС по полосе; большим повышением психофизической нагрузки на экипаж в связи с резким возрастанием объема и сложности задач, которые необходимо решить в течение коротких периодов времени; необходимостью применения особых, отличных от используемых в течение всего остального полета методов пилотирования ВС, требующих большой точности и четкости действий экипажа; значительным влиянием внешних атмосферных условий;

У существенным эксплуатационным разбросом параметров в рассматриваемых режимах полёта.

Необходимость решения указанных и многих других вопросов делает задачу исследования движения ВС на режимах взлета и посадки в нормальных и особых случаях полета весьма актуальной. Именно поэтому вполне оправданным является большой объем проводимых в нашей стране и за рубежом исследований, направленных на повышение эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета и посадки.

Основы методов расчета взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолетов были заложены еще в классических трудах Н. Е. Жуковского [27] и В. П. Ветчинкина [28]. К числу первых фундаментальных исследований, позволивших глубоко понять и проанализировать физическую картину явлений, происходящих на взлете и посадке самолета, дать научную основу современных методов расчета динамических характеристик и широкие практические рекомендации по оптимальным приемам пилотирования самолета на этих режимах, необходимо отнести методы и разработки В. С. Пышнова, изложенные в его основополагающих теоретических работах по динамике полета [29]. Большую роль в развитии аналитических и экспериментальных методов изучения ВПХ сыграли труды Б. Т. Горощенко [30] и И. В. Остославского [24-26]. Значительный вклад в дальнейшее развитие методов исследования динамических характеристик самолетов и, в частности, их ВПХ, внесен работами Г. С. Бюшгенса [31-33].

Современные методы исследования движения ВС на этапах взлета и посадки 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 полета. Системное представление достигается построением единой модели изучаемых явлений и системной организацией исследований. Системная организация означает непрерывное планирование и управление разработкой проблемы БП на взлете и посадке ВС с применением современных методов. Системный подход не требует обязательного рассмотрения всех элементов системы на одинаковом уровне, поскольку для практики все чаще необходимы промежуточные результаты решения проблемы -выводы и рекомендации, направленные на повышение уровня БП.

Основными методами исследований указанной проблемы в настоящее время являются летный эксперимент и математические средства, включающие аналитические методы и моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Хотя теоретические основы построения и применения математического моделирования движения ВС сейчас все еще находятся в стадии разработки и становления, тем не менее, как уже показывает практика, математическое моделирование полета самолета является наиболее перспективным методом предварительного определения его характеристик (как дискретных, так и статистико-вероятностных) до начала летных испытаний (ЛИ), в процессе их проведения и по окончании испытаний для распространения полученных в результате испытаний данных на весь объем ожидаемых условий эксплуатации [34-49].

Успешное создание математических моделей (ММ) движения ВС невозможно без хорошо организованного системного анализа методов, развиваемых в базовых науках (аэродинамике, динамике полета, теоретической механике, теории упругости и автоматике) и позволяющих последовательно по времени определять нагрузки, перемещение самолета, его деформации и отклонения рулей. Однако такой общий подход к проблеме разработки ММ делает ее довольно сложной и трудно обозримой: поставленная задача имеет большую размерность по количеству параметров ВС, режимов его полета и исходных данных. Тем не менее решение именно такой большой и сложной задами позволяет иметь достаточную гарантию ее определенной достоверности, которая может быть проверена и уточнена лишь по результатам ЛИ.

В истории построения ММ четко выделяются три этапа их создания, которые последовательно связаны с разработкой ММ жесткого аэроупругого и аэроавтоупругого самолета [44,48,50].

Заметен неоспоримый прогресс в развитии методов математического моделирования динамики полета жесткого самолета. Наибольший успех здесь достигнут в связи с вводом новых быстродействующих ЭВМ. В настоящее время во многих авиационных организациях разработаны с теми или иными допущениями более полные ММ жесткого самолета, которые позволяют сегодня проводить внедрение комплексного цикла исследований на ЭВМ в практику ЛИ ВС.

Особое место занимают работы Бурдуна И. Е., Боярского Г. И., Ударцева Е. П., Лазшока П. С., Страдомского О. Ю., Егорова Г. С., Фицнера Л. К., Савина В. С., Моисеева Е. М., Сушко В. В., Ломовского В. В., Ермакова В. В., Супруна В. М., Пухова В. В., Леонова В. А., Сурина В. П., Пуминовой Г. С., Матвеева 10. И., .Опара А. С., Юша Н. Ф., Кулифеева Ю. Б., Морозова В. И., Брагазина В. Ф., Феногенова Д. А., Шишмарева А. В., Бина Г. Е. и других отечественных и зарубежных ученых.

Характерным для большинства этих работ [50-62] являются, как отмечалось выше, трудности замыкания общих уравнений движения ВС, которые преодолеваются путем задания законов управления и дополнительных соотношений, полученных из эксперимента. Это оставляет проблему создания адекватных ММ движения самолета по-прежнему открытой и одной из основных [63,64].

В последнее время появился целый ряд глубоких научных исследований, посвященных разработкам аэроупругой и аэроавтоупругой моделей самолета. Теоретические и экспериментальные методы исследования указанных моделей весьма сложны, поскольку они требуют для успешного решения проблемы вполне согласованного взаимоденствия различных специалистов и выдачи ими исходных данных. Более того, задача значительно усложняется, когда делаются попытки учесть влияния нестационарности обтекания в уравнениях аэроупругости самолета и дополнить их моделями рулевого привода и датчиков.

Теории статической аэроупругости и ее практическому применению посвящена обширная литература. Большой вклад в ее развитие внесли Белоцерковский С. М., Ништ М. И., Кашин Г. М., Протопопов В. И., Муравьев Г. Г., Васин И. С., Смирнов А. И., Новицкий В. В., Бисилингкофф P. JL, Эшли X., Холфмэп P. JL, Фып Я. Ц., Фершинг Г., Kussner Н. G., Possio С., Watkins С. Е., Landahl М.Т. и многие другие исследователи. Наиболее обобщающими работами в этом направлении являются монографии [50, 65-69].

Вместе с тем, при использовании полных аэроупругих и аэроавтоупругих моделей возникает ряд затруднений и, в первую очередь, сложности их реализации на ЭВМ. Поэтому при исследовании только движения ВС, его устойчивости и управляемости в нормальных и особых случаях полета вряд ли целесообразно использовать громоздкие аэроупругие и аэроавтоупругие модели. В этой случае лучше воспользоваться упрощенными моделями, учитывающими аэроупругость конструкции ВС путем введения соответствующих поправок в управлении движения и использовать их в инженерной практике [49, 50, 65, 70,71].

К настоящему времени уже опубликовано достаточно много материалов, посвященных решению частных задач движения ВС в нормальных условиях взлета и посадки [24,38, 44,47] . Но особого внимания требуют материалы, касающиеся особых случаев при взлете и посадке, в частности, вопросов инженерного обеспечения БП, связанных с анализом отказов двигателей и систем, влиянием внешней среды и ошибочными действиями экипажа [36, 37, 52, 54]. Отсутствие на сегодняшний день надежных результатов по данным вопросам во многом объясняется недостаточным использованием при математическом моделировании движения ВС современных теоретических методов анализа и синтеза особых условий полета и статистических методов планирования численных экспериментов, что значительно затрудняет интерпретацию результатов проведенных исследований.

В этих условиях трудно выделить среди множества факторов определяющие, а среди большого объема противоречивых данных достоверные.

Подводя итоги анализа недостатков существующих методов исследования повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в особых случаях взлета и посадки, можно заключить, что они не позволяют в полной мере реализовать все преемущества математического моделирования движения самолёта и требуют их совершенствования, что и нашло отражение в рассматриваемой диссертационной работе. Таким образом, в предлагаемой работе решается имеющая важное в ГА значение проблема повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях взлета и посадки за счет использования математического моделирования движения ВС, создания новых и применения современных теоретических методов исследования особых случаев полета с целью разработки на этой основе рекомендаций по совершенствованию техники пилотирования.

Решение указанной проблемы позволяет существенно расширить и углубить уровень изучения динамических свойств ВС в сложных условиях взлета и посадки при сохранении или уменьшении объема ЛИ, а также выдавать до проведения ЛИ рекомендации по обеспечению безопасности и регулярности полетов, расширению летных ограничений и делать заключения по соответствию нормам летной годности гражданских транспортных самолетов (НЛГС).

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследований, выполненных автором в Московском Государственном Техническом Университете гражданской авиации (МГТУ ГА) в период 2000-2004гг.

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

Цель работы - разработка рекомендаций и предложений по обеспечению БП и технике пилотирования ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений по коэффициенту сцепления пневматиков шасси с ВПП и боковой составляющей ветра на основе результатов математического моделирования.

Задачи исследования: выявление основных эксплуатационных факторов и условий , влияющих наЛЭ иБПВС на этапах взлетай посадки в условиях предельных ограничений; обоснование применения и разработка методов оценки адекватности системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке; разработка и реализация в системе математического моделирования современных теоретических методов и алгоритмов для решения практических задач оценки возможности эксплуатации ВС на взлете и посадки в условиях предельных ограничений; исследование с помощью системы математического моделирования динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений; разработка практических рекомендаций и предложений по расширению эксплуатационных ограничений и обеспечению БП ВС на взлете и посадке.

Объект исследования : самолеты Ил -96-300, Ил-86, Ил-76ТД и Ту-154

Методы исследования : широкий спектр методов математического моделирования динамики полета : идентификации и оценки адекватности ММ, оптимизации и интерполяции , разностные решения дифференциальных уравнений , теории вероятностей и математической статистики.

Научная новизна работы : создай и обоснован метод разработки рекомендаций по ЛЭ и обеспечению БП ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений ; предложен метод и разработан алгоритм идентификации модели пилота; обобщена и обоснована модель состояния ВПП; предложена методика сравнительной оценки отечественных и зарубежных норм летной годности при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП ; определены предельные безопасные границы основных факторов взлета и посадки ВС с учетом отказов функциональных систем , позволяющих расширить ожидаемый диапазон эксплуатации конкретных типов ВС; разработаны рекомендации и предложения по ЛЭ и обеспечению БП ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается: идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов ВС; адекватностью ВЭ данным ЛИ конкретных типов ВС , оцененной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости , а также с помощью эвристического подхода.

Практическая значимость работы в том, что она позволяет : более полно исследовать особенности ЛЭ и обеспечение БП ВС на взлете и посадки за рамками предельных ограничений с целью оценки предельных эксплуатационных возможностей ВС; обеспечивать экономию ресурсов за счет сокращения объема ЛИ; совершенствовать РЛЭ как вновь создаваемых ВС , так и находившихся в эксплуатации ; проводить расследования авиационных происшествий и инцидентов с помощью решения обратных задач динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений и на этой основе обосновать рекомендации по их профилактике ; разрабатывать рекомендации и предложения по обучению и тренировке экипажей ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений .

На защиту выносятся :

У теоретическое обоснование и рекомендации по применению системы математического моделирования динамики полета ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений; методы проверки достоверности и точности результатов математического моделирования; обоснование использования и применение метода идентификации модели пилота, теоретической модели состояния ВПП и метода оптимального планирования численного эксперимента и алгоритма обработки результатов математического моделирования особых случаев взлета и посадки ВС, позволяющих существенно сократить затраты времени и средств при проведении вычислительных экспериментов; результаты теоретических исследований движения ВС в особых случаях взлета и посадки с помощью системы математического моделирования.

Реализация и внедрение результатов работы. Материалы выполненных исследований докладывались на заседаниях и кафедральных семинарах в МГТУ ГА /2001-04 гг./, обсуждались на межотраслевых семинарах, научно-технических конференциях.

Основные результаты диссертационной работы были использованы в летных подразделениях ГА при обучении экипажей технике пилотирования

Апробация работы. Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на четырех международных конференциях (2001-2003г.), а также обсуждались на ежегодных отраслевых и вузовских научно-технических конференциях и семинарах.

Публикация. По материалам диссертационной работы опубликовано 8 печатных работ, полученные результаты в период 2000-2003 г. отражены в шести отчетах по научно-исследовательской работе МГТУ ГА.

Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка используемых источников, списка сокращений и двух приложений. Основная часть работы изложена на 160 страницах машинописного текста, всего работа содержит 18 рисунков, 24таблиц и149 библиографических названий (из них 18 - на иностранных языках), общий объем работы 190 страниц .

Выводы по главе 4

1. ВЭ, проведенные с помощью СММ ДП JIA, по расчету прерванного взлета и посадки самолетов Ил-86 и Ил-96-300 с отказами органов управления позволили исследовать возможности расширения эксплуатационных ограничений на ВПП при взлете и посадке в условиях низкого коэффициента сцепления и боковой составляющей ветра.

2. Исследованы особенности производства полетов на этапах взлета и посадки в особых случаях эксплуатации (с отказами систем и органов управления) самолетов Ил-86 и Ил-96-300 в условиях низкого коэффициента сцепления ВПП (до 0,25) и боковой составляющей ветра с помощью математического моделирования.

3. Анализ результатов ВЭ позволил выявить наихудшие условия взлета и посадки самолетов Ил-86 и Ил-96-300 с отказами органов управления и разработать предложения и рекомендации по ЛЭ самолета в условиях, выходящих за рамки ожидаемых условий эксплуатации (ОУЭ), определенных РЛЭ.

4. Вычислительные эксперименты , проведенные с помощью математического моделирования , по расчету нормального взлета самолета Ил-76ТД с эффективной взлетной тягой 87,2% позволили :

-исследовать возможности ЛЭ и условия соблюдения требований по БП самолета с повышенным значением взлетной массы;

-выявить предельные условия взлета самолета с эксплуатационными значением взлетной массы;

-получить основу для разработки практических рекомендаций и предложений по ЛЭ самолета с повышенным значением взлетной массы .

5. С помощью методов теории оптимального планирования численного эксперимента по результатам математического моделирования получены диаграммы предельных значений скорости бокового ветра и коэффициента сцепления колес шасси с ВПП для различных типов ВС на этапах взлета и посадки. Представленная методика позволяет уточнить область безопасных значений совокупности факторов, осложняющих условия эксплуатации, и тем самым оценить возможность расширения границы ожидаемых условий эксплуатации ВС ГА.

6. Анализ норматиной документации ЛЭ ВС и применение СММ ДП ЛА позволяют получить решение о возможности расширения ожидаемых условий эксплуатации ВС при низких значениях коэффициента сцепления ВПП.

7. Разработаны практические рекомендации и предложения по ЛЭ самолетов Ил-86 и Ил-96-300 , позволяющие повысить уровень безопасности и эффективности полетов на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений . Они могут быть использованы в дополнениях к РЛЭ , при разработке нормативной документации авиакомпаний , а также при повышении квалификации летного состава.

8. Разработаны практические рекомендации и предложения по ЛЭ самолета Ил-76ТД в условиях эксплутациоиной потери тяги до 87,2% , которые можно применять до появления официальных изменений РЛЭ.

9. Разработаны рекомендации и предложения по унификации требований отечественных норм летной годности с зарубежными по коэффициенту сцепления шин шасси ВС с ВПП.

Заключение.

1. Проведен анализ влияния различных факторов и условий, влияющих на БП ВС на этапах взлета и посадки. Показано, что при исследованиях вопросов повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП ВС на взлете и посадке обязательному рассмотрению и учету подлежат все факторы и условия, связанные с инженерным обеспечением БД ВС (состояние ВС и отказы AT, состояние внешней среды и действия экипажа при управлении ВС). Это требует большого объема летных испытаний и вычислительного эксперимента, поэтому диктует требование внедрения математических методов планирования экспериментов и анализа их результатов.

2. Предложена система математического моделирования нормальных и особых случаев взлета и посадки ВС, позволяющая реализовывать сложные ММ транспортных самолетов с высокой степенью точности и достоверности. Система идентифицирована по результатам реальных полетов самолетов Ил-96-300, Ил-76ТД и Ту-154 . Показано , что принятая для исследований СММ ДП ЛА позволяет рассчитывать параметры движения ВС па этапах взлета и посадки с высокой степенью адекватности реальному поведению самолета.

3. Развиты методы идентификации модели пилота и состояния ВПП , а также проведен сопоставительный анализ отечественных и зарубежных норм летной годности ВС при назначении ограничений по боковому ветру в зависимости от коэффициента сцепления пневматиков шасси с ВПП , позволяющие проводить более корректно исследования поведения ВС на этапах взлета и посадки в условиях предельных ограничений.

4. Предложен метод оптимального планирования для упрощения численного эксперимента и алгоритм обработки результатов математического моделирования взлета и посадки ВС , позволяющие существенно сократить затраты времени и средств при анализе влияния эксплуатационных факторов.

5. Развиты методы теории катастроф и разработана методика их применения в системе математического моделирования применительно к задачам особых случаев полета ВС с целью выявления критических ситуаций.

6. Выполнен большой численный эксперимент по решению прикладных задач с помощью используемой системы математического моделирования движения ВС на взлете и посадке в условиях предельных ограничений и при отказах систем с целыо определения возможности расширения ожидаемых условий эксплуатации. Показана реальная возможность включения в программу ЛИ исследований движения ВС при пониженных коэффициентах сцепления и больших, чем указанные в РЛЭ, значений боковой составляющей скорость ветра.

7. Разработаны практические рекомендации и предложения по ЛЭ и обеспечению БП ВС па взлете и посадке в условиях предельных ограничений .

Полученные в работе решения позволяют значительно расширить фронт работ для повышения информации о поведении ВС в сложных условиях взлета и посадки при сохранении или уменьшении объема летных испытаний, а также: выдавать рекомепдации:;па.обеспечепию безопасности и регулярности полетов расширению летных ограничений и соответствию нормам летной годности гражданских самолетов. Некоторые результаты исследований ;были переданы в ГосНИИ ГА, АК им. С.В. Ильюшина, МГТУ ГА , А ГА , и летные подразделения ГА для использования в работе, что подтверждается соответствующими актами внедрения.

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

2. Наставление по производсту полетов в гражданской авиации (НПП ГА -85). М.: Воздушный транспорт, 1985. - с. 254.

3. Жулев В.И., Иванов B.C. Безопасность полетов летательных аппаратов. -М.: Транспорт, 1986.-223 с.

4. Столяров Н.А. Некоторые методы оценки эргатических систем "экипаж-воздушное судно". В кн.: Вопросы авиационной эргономики и подготовки летного состава. - М.; ГосНИИГА, вып. 213, 1982. - с. 3-13.

5. Галай М.Л. Особенности пилотирования реактивных самолетов. М.: Изд. ДОСААФ, 1962.- 194 с.

6. Желудев Л.В. и др. Основы анализа летпой деятельности и пути обеспечения безопасности полетов в гражданской авиации. М.: МГА, 1968. - 237 с.

7. Жуков А.Я., ципенко В.Г. Динамика полета, движение летательного аппарата как материальной точки, ч. I-IV. М.: МИИГА, 1983. - 416 с.

8. Касъянов В. А., Ударцев Е.П., Смыков В.Г., Егоров Г.С. Повышение эффективности исследований динамики полета ВС применительно к проблемам эксплуатации полетов. -М.: №1, ДСП, 1982.-с. 21-27.

9. Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов. -М.: Машиностроение, 2-е изд., 1968. 423 с.

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

11. П.Бугаев Б.П. Авиационная эргономика и безопасность полетов. Кн. Авиационная эргономика. Вып. 1. Киев: КНИГА, 1975.- с. 3-17.

12. Бугаев Б.П. Предотвращение авиационных происшествий. -М.: Транспорт, 1982. 56 с.

13. Калачев Г.С. Самолет, летчик и безопасность полета. М.: Машиностроение, 1979. -222 с

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

15. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Машиностроение, 1975.-328 с.

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

17. Наумов С.Я., Обручев А.Г., Грязии В.Е, Пути повышения безопасности полета самолета в условиях сдвига ветра. В кн.: Безопасность полета в условиях опасных внешних воздействий. - Киев: КЙИГА, 1982. - с. 26-32.

18. Шпилев К.М., Круглое А.Б. Самолет и природно-климатические условия. М,: Изд. МО СССР, 1972,- 176 с

19. Pilot Wige: Better WX, Wind Information. Air Line; Pilot, v. 51, №11,1982.

20. Brever K. Parameters affecting aircraft control forces. AIAA Paper, №74966, Los-Angeles, 1974. - p.1-17.

21. Лигум Т.И. Аэродинамика самолета Ty-134A. М.: Транспорт, 1975. - 320 с.22Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарев А.В. Юрский С.И. Аэродинамика самолета Ту-154. М.: Транспорт, 1977. - 304 с.

22. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. М.: Оборонгиз, 1957. - 560 с.

23. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов,- М.; Машиностроение, 1969. 492 с.

24. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета.Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1965. - 463 с.

25. Жуковский Н.Е. Избранные сочинения. M-JL: ГИТЛ, т. 1, 2,1948. - 392 е., 422 с.

26. Ветчинкин В.П. Динамика полета. -М.: Госмашметеоиздат, 1933. 400 с.

27. Пышнов B.C. Динамические свойства самолета. М.: Оборонгиз, 1951. -173 с.

28. Горощенко Б.Т. Динамика полета самолета. -М.: Оборонгиз, 1954. — 336 с.

29. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. -|М: Машиностроение, 1979. 349 с.

30. ЗЗ.Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика пространственного движения самолета. М,: машиностроение, 1967. - 226 с.

31. Анализ динамики взлетных режимов самолета Як-42 в особых ситуациях. Отчет о НИР/ММЗ "Скорость"; руководитель Сушко В.В. Инв. Лк-42-РРЗ-1.024 - М.: ММЗ "Скорость", т. 1, ДСП, 1982. - 48 с,: ил. - Ответственный исполнитель Феногенов Д.А.

32. Исследование вопросов безопасности взлета и посадки самолетов Ту-134 и Ту-154 на ВПП с пониженным коэффициентом сцепления и с боковым ветром. Отчет о. НИР/Московский институт инженеров гражданской авиации (МИИГА); руководитель

33. Воробьев В.Г. №1? 01820090380; инв. №02840013740; ДСП - М., 1983. - 150 е.: ил. -Ответственный исполнитель Ципенко В.Г.

34. Разработка уравнений движения самолета по ВПП. Отчет о НИР/ Московский институт инженеров гражданской авиации (МИИГА), руководитель Рощин В.Ф. № ГР 01820090380, инв. №02830005193 - М.,1982. - 52 е.: ил. - Ответственный исполнитель Ципенко В.Г.

35. Ципенко ВТ., Широков В.И. К расчету аэродинамических характеристик транспортного самолета с учетом аэроупругости. В кн.: Специальные вопросы аэрогазодинамики J1A. - J1.: ЛИАП, вып. 173, 1984. - с. 3-8.

36. Байкулова Н.И., Кузьмина Ю.Е., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. О математическом моделировании взлета транспортного самолета в сложных метеоусловиях. В кн.: Методы инженерного обеспечения безопасности полетов. -М.: МИИГА, 1985. - с. 95-102.

37. Ермаков A.JL, Ципепко ВТ. Математическое моделирование взлета самолета с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления и боковом ветре. В кн.: Вопросы аэродинамики и прочности воздушных судов гражданской авиации. - М.: ГосНИИГА, вып.258, 1986.-с. 16-22.

38. Моисеев Е.М., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. О математическом моделировании взлета и посадки транспортных самолетов в сложных метеоусловиях. В кн.: Инженерно-авиационное обеспечение безопасности полетов. - М.: МИИГА, ДСП, 1986. - с. 45-49.

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

40. Рощин В.Ф., Астауров В.Б., Судинина Н.В., Уткин А.И., Ципепко В.Г. Математическая модель, описывающая поведение вертолета, транспортирующего груз на внешней подвеске. В кн.: Прикладная аэродинамика. - Киев: КНИГА, №2, 1976. - с. 69-76.

41. Ципенко В.Г. Метод оценки статической аэроупругости элементов конструкции воздушных судов на аэродинамические характеристики и безопасность полетов в условиях взлета и посадки. М.: 1987. - Рукопись деп. В ЦНТИ ГА 31.03.87, №505 ГА. -34 с.

42. Ципенко ВТ. Оценка влияния статической аэроупругости иа взлет и посадку транспортного самолета. В кн.: Некоторые вопросы прикладной аэродинамики. - Киев: КНИГА, 1985.-с. 98-105.

43. Барилов Д.Д., Кубланов М.С., Ципенко В.Г. Архитектура системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов, В кн.: Математическое моделирование в задачах летной эксплуатации ВС. - М.: МГТУ ГА, 1993 г., с. 3-11.

44. Бисплипгхофф P.J1., Эшли Х.З Халфмен P.J1. Аэроупругость. М.: ИЛ, 1958. - 799 с.

45. Исследования по аэроавтоупругости (под ред. Велоцерковского С.М.). М.: Труды ВВЙА им. Н.Е. Жуковского, вып. 1308,1978. - 215 с.

46. Макаревский А.И., Чижов В.М. Основы прочности и аэроупругости. М.; Машиностроение, 1982. - 189 с.

47. Фершипг Г. Основы аэроупругости. М.: Машиностроение, 1984. - 599 с.

48. Андрюхин В.А., Уткин А.И., Ципенко В.Г. Влияние аэроупругости на аэро динамические характеристики дозвукового и сверхзвукового самолета. Вкн.: Вопросы моделирования процессов газовой динамики и аэродинамики.- Ташкент. ТашПИ, 1985.-с. 86-93.

49. Васин И.О., Кашин Г.М., Смирнов В.В. Влияние упругости конструкции на летно-технические характеристики дозвукового транспортного самолета. -М.: Труды ВВИА им. Н.Е. Жуковского, вып. 1304, 1974. с. 142-147.

50. Анализ авиационных катастроф за 1972-1980 г.г. Aircraft Engineering, №52, №10, №3, 1980.

51. Beaty D. The Human Factor in Aircraft Accidents, Tower Publications, I nc. 185 Matison Avenue, New York, 10016, 1980.

52. Report on Landing Phase Accidents, ICAO, AN 6/19-175/109, Montreal, Canada, 1975.

53. ADREP ICAO. Request 198/80 (USSR). -Montreal, Canada, 1980.

54. Accident Prevention Manual. Draft. 1С AO - Montreal, Canada, 1982.

55. The Analysis of the Man Factor in Aircraft Accidents. The Forum SASI. Spring:Edition 1975. 5700 Huntland Road. Camp Springs, Mruland 20031.

56. Glossary of Aeronautical Terms, Second Edition. Transportation Safety Institute, Aeronautical Center, Oklahoma City, Oklahoma, 1975.

57. Lager С. Pilot Reliability, The Roval Institute of Technology,-10044, Stockholm, 1974

58. ADREP Manual. Doc. 9156-AN/900, Amendm. №6, ICAO, Montreal, Canada, 1980

59. FAA Wind Shear Stady. Interavia Air Lett, №10224, 1983.

60. Rodden W.P. DihedralE;fTect of a Flexible Wing. Aeron. Sci. Bd.2,1965.

61. Шеридан Т.Е., Феррел У.Р. Система человек-машина. М: Машино строение, 1980. - 399 с.

62. Annual Review of Aircraft Accident Data. NTS В ARC-78-2, Washington, D.C./20594,1978

63. Human Factors in Aircraft Accidents; Discussion Paper Submitted by Capt R.L. Dodds,. Chairman I FALPH Medical Study Group.;Riode Taneiro, 1974

64. Касьянов Б.А., Ударцев Е.По, Воицеховская К.Ф. методы идентификации в динамике полета ВС. Киев: Знание, 1981.-е. 1-24.

65. Касьянов В.А., Ударцев Е.П. Идентификация аэродинамических характеристик. В кн.: Проблемы безопасности полетов. - М.: №10, ДСП, 1981.-е. 20-25.

66. Касьяиов В.А., Ударцев Е.П., Боярский Г.Н. Динамика полета, управляемость и идентификация характеристик ВС. Киев: Знание, 1978. - с. 1-23.6.

67. Касьянов В.А., Ударцев Е.П., Суббота В.Н. Методы идентификации и динамика полета. Киев: Знание, 1980. - с. 1-28.

68. Касьянов Н.А., Ударцев Е.П., Суббота В.Н., Папченко О.М. Опыт идентификации аэродинамических характеристик продольного движения по данным летпых испытаний. -В кн.: Некоторые вопросы прикладной аэродинамики. Киев: КНИГА, 1982. - с. 51-57.

69. Ударцев Е.П., Егоров Г.С. Исследование аэродинамических производных самолета во взлетно-посадочной конфигурации. В кн.: Проблемы безопасности полетов. - М.: ДСП, 1981.-е. 25-28.

70. Перепелица В.И. Расширение летных ограничений самолета Ил-96-300 в ожидаемых условиях эксплуатации на MBJI. Дисс. на соиск. уч. степ. канд. технич. наук. -МГТУ ГА, 1995.

71. Ю9.Кублапов М.С. Математическое моделирование аварии Ил-76 в Иркутске 26.07.99// Научный вестник МГТУ ГА № 23. Сер. Аэромеханика и прочность. М.: МГТУ ГА, 2000. -С. 21-27.

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

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

74. Дыхпепко Л.М. и др. Основы моделирования сложных систем: Учебное пособие для втузов. Киев: Вища школа, 1981. - 359 с.

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

76. Кубланов М.С. Идентификация математических моделей по данным летных испытаний самолета Ил-96-300// Сб. научных трудов Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования. М.: МГТУ ГА, 1993. - С. 3-10.

77. Кублапов М.С. Идентификация математической модели посадки самолета Ту-154Б по данным летных испытаний// Научный вестник МГТУ ГА № 15. Сер. Аэромеханика и прочность. М.: МГТУ ГА, 1999. - С. 27-36.

78. Пб.Кублапов М.С. Устойчивый алгоритм моделирования работы шасси// Сб. научных трудов Обеспечение безопасности полетов при эксплуатации гражданских воздушных судов. М.: МИИГА, 1991. - С. 54-59.

79. Акт № 51144-96/91 по результатам совместных МАП МГА сертификационных наземных и летных испытаний самолета Ил-96-300 № 0001 с двигателями ПС-90А в условиях высоких температур наружного воздуха (а/п Ташкент).

80. Акт № 51143-96/91 по результатам совместных МАП МГА сертификационных наземных и летных испытаний самолета Ил-96-300 № 0001 с двигателями ПС-90А в умеренных высотных условиях (а/п Алма-Ата).

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

82. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-86 (РЛЭ 86). -М.:МГА, 1980.-412с.

83. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-76ТД. Книга первая,- М.,1983.-584с.

84. Federal Aviation Requirments (FAR).

85. Brever К. Parameters affecting aircraft control forces. AIAA Paper, №74-966, Los-Angeles, 1974.-p.l-17.

86. Гмурман В.Е. Теория вероятностей и математическая статистика. М.: Высшая школа, 1977.-479 с.

87. Моисеев Н.Н., Иванилов Ю.П., Столярова Е.М. Методы оптимизации. М.: Наука, 1978.- 351 с.

88. Налимов В.В. Теория эксперимента. М.; Наука, 1971. - с. 210.

89. МЗ.Демидович Б.П., Мароп И. А., Шувалова Э.З. Численные'методы анализа. -М.: Физматгиз, 1963. 400 с.

90. Линник Ю.В. Метод наименьших квадратов и основы теории обработки наблюдений. М.: Физматгиз, 1958.-315 с.

91. Ил-96300 Посадка Ил-96-300 Ташкент-131. 5.2000 15: 6:18 сценарий 0985масса JIA = 175000.кг; центровка = 28.0 %; Н аэродр.= 1000. м дел.Т = 30. град; дел.р 0. мм.рт.ст.; тидес = .70 закрылки 40. град/ предкрылки 25. град; стаб.УПС = -10.4 град

92. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время . .000 С дальн-ть.000 мвысота ш. 15.009 м бок.откл.ООО мприб.сх. 265.082 км/ч инд.скор. 267.300 км/чтраектор. -2.670 град верт.ск. -3.820 м/с

93. Программное управление не определено.

94. Модуль " IDENTY не используется.1. ВРЕМЯ .00 с

95. Старт решения задачи N 1 " УПРАВЛЕНИЕ НА ГЛИССАДЕ Вектор управления: 3 (р.высоты) 4 (штурв.эл)

96. Векторы наблюдения: 168 (D Н глис) 12 ( крен ) 34 (уг.пути ) 170 (ОСе^лис) 28 I крен + ) 27 (рысхан.*) 24 {угл.ех.z) ( ) ( )10 (р.направ)1. ВРЕМЯ . .00 с

97. Событие N 25 " ВЫСОТА НАЧАЛА ВЫРАВН.время . 1.760 с дальн-ть. 144 .190 мвысота ш. 8.464 м бок.откл.000 мр.высоты. -8.359 град инд.скор. 267.421 км/чтангаж. 1.308 град верт.ск. -3.627 м/с1. ВРЕМЯ . 1,76 с

98. Закрытие задачи N 1 " УПРАВЛЕНИЕ НА ГЛИССАДЕ по конечному событию 251. ВРЕМЯ . 1.76 с

99. Закрытие задачи N 5 " СТАБИЛИЗАЦИЯ ПРИБОРН. СКОРОСТИ " по конечному событию 251. ВРЕМЯ . 1.76 с

100. Старт решения задачи N 2 " УСТР.КРЕНА И СКОЛЬЖ.ДО KACAH. Вектор управления: 4 (штурв.эл) 10 {р.направ)

101. Векторы наблюдения: 12 { крен ) 169 <D R глис) 28 < крен * ) 171 (Орзхглис) 149 (уг.уск.х) 23 (угл.ск.у) ( ) 150 (уг.уск.у)1. ВРЕМЯ . 1.76 с

102. Событие N 24 " Упреждение убрано trвремя . 8.540 с дальн-ть. 688 .688 мвысота ш. .000 м бок.ОТКЛ. .000 иуг.пути . .000 град инд.скор. 250 .908 км/чрыскание. .000 град р.направ. .000 град1. ВРЕМЯ . 8.54 с

103. Открытие процедуры 6 " РУЛЬ ВЫС. через 1.000 с Вектор управления: 3р.высоты -17.1671. ОТ СЕБЯ1. ВРЕМЯ ---

104. Открытие процедуры 9 через .000 с Вектор управления: 326упр. • н.к -2.000854 с Вкл.упр.нос.кол.1. ВРЕМЯ . 8.56 с

105. Закрытие процедуры 2 " РУД В РЕВЕРС >0 "

106. Вектор управления: 156 157 158 1591. РУД 1 РУД 2 РУД 3 РУД 4000 .000 .000 .0001. ВРЕМЯ Открытие процедурычерез .000 Вектор управления:1000 с РУД В РЕВЕРС <0156 РУД 1 .000157 РУД 2 .000158 РУД 3 .000159 РУД 4 .000

107. Событие N 15 " Скорость вкл. тормож. "время . 10.720 с дальн-ть. 852,692 мвысота ш.000 м бок.откл.000 минд. скор. 240. 127 км/ч рыскание.000 градпутев,ск. 264. 994 км/ч уг.пути.000 град1. ВРЕМЯ . 10.72 с

108. Открытие процедуры 8 " ТОРМОЖЕНИЕ ВКЛЮЧ. " через 1.000 с Вектор управления: 1В1 182 183горм.к,2 торм.к.З торм.к.4 .027 .027 .027тангаж4077 град перегр.у1.284

109. Событие N 7 II КАСАНИЕ ПРАВОЙ СТОЙКОЙ "гремя 4.860 с дальн-гь. 397.616 мвысота ш. .043 м бок.откл. .000 мкрен .000 град рыскание. .000 градр.каправ. .000 град верт.ск. -1.129 м/с

110. Событие N 27 и КАСАНИЕ ПРАВОЙ СТОЙКОЙ IIвремя 4.860 с дальн-ть. 397. . 616 ивысота ш. .043 ы бок.откл. ,000 иинд.скор. 264.487 км/ч р.высоты. -17. .167 градтангаж . 4.077 град перегр.у. 1. , 2В 4

111. Событие N 12 и 1 УВЕРЕННОЕ КАСАНИЕ ftвремя 4.660 С дальн-ть. 397. . 616 мвысота ш. м бок.откл. ,000 минд.скор. 264.487 км/ч рыскание. .ООО градштурв.эл. .000 град р.направ. .ООО град1. В Р Е М Я 4, ,86 с

112. Закрытие процедуры 1 " РУД В "МГ" гг

113. Вектор управления; ; 156 157 158 1591. РУД 1 РУД 2 РУД 3 РУД 416549 16.549 16.549 16.549486 с РУД В РЕВЕРС >01. ВРЕМЯ

114. Открытие процедуры I через 1.000 с Вектор управления: 156 157 158 159

115. РУД 1 РУД 2 РУД 3 РУД 4 16.549 16.549 16.549 16.5491. ВРЕМЯ . 4.86 с

116. Открытие процедуры 4 " ВЫПУСК ИНТЕРЦ.ТРМ через 1.000 с Вектор управления: 90интерцеп .0001. ВРЕМЯ . 4.66 с

117. Открытие процедуры 5 " ВШУСК TOPM.ЩИТКА через 1.000 с Вектор управления: 6торы.щит .0001. ВРЕМЯ . 6.88 с

118. Закрытие процедуры 4 " ВЫПУСК ИНТЕРЦ.ТРМ Вектор управления: 90интерцеп 30.0001. ВРЕМЯ . 7.60 с

119. Закрытие процедуры 5 " ВШУСК ТОРИ.ЩИТКА Вектср управления: 6торы.щит 50.0001. Событиевремя .высота и.крен .р.направ.

120. N 8 " КАСАНИЕ ПЕРЕД .стойкой540 с дальн-гь. 688.688 м000 м бок.откл. м000 град рыскание. .000 град000 град верт.ск. -.317 м/с1. ВРЕМЯ . 11.70 с

121. Закрытие процедуры 6 " РУЛЬ ВЫС. ОТ СЕБЯ " Вектор управления: 3р.высоты 15.0001. ВРЕМЯ . 13.20 с

122. Закрытие процедуры 8 " ТОРМОЖЕНИЕ ВКЛЮЧ. " Вектор управления: 181 132 133торм.к.2 торм.к.З торм.к.4 1.500 1.500 1.5001. ВРЕМЯ . 20.02 с

123. Закрытие процедуры 3 " РУД В РЕВЕРС <0 "

124. Вектор управления: 156 157 158 159

125. РУД 1 РУД 2 РУД 3 РУД 4 -30.000 -30.000 -30.000 -30.000

126. Закрытие процедуры 7 " РЕВЕРС выключить "

127. Вектор управления: 156 157 158 159

128. РУД 1 РУД 2 РУД 3 РУД 4 12.000 12.000 12.000 12.0001. Событие N 14время . 28.100высота п. .000инд. скор. 27.178штурв.эл. -.0011. СКОРОСТЬ РУЛЕНИЯ 30 "с дальн-ть. 1593.709 ми бок.откл.000 икм/ч рыскание.000 градград р.направ.000 град

129. Событие N 50 " 1 Остановка Itвремя 30.000 с дальн-ть. . 1602 .236 ывысота ш. .000 м бок.откл. .000 Минд.скор. 3.039 км/ч рыскание .000 градпутев,ск. .036 км/ч уг.пути . г ~~ .005 град

130. Событие N 99 к КОНЕЦ РАСЧЕТОВ rrвремя 30.000 с дальн-ть. , 1602 .238 мвысота ш. .000 м бок.откл. .000 мтангаж . град рыскание. .000 градштуре,эл. .007 град р.направ. .077 град1. ВРЕМЯ . 30.00 с

131. Закрытие задачи Н 4 " ПУТЕВОЕ УПРАВЛЕНИЕ НА ПРОБЕГЕ по конечному событию 99 Выполнено условие конца интегрирования. Расчет варианта закончен.

132. CftNO/lET И.-1-76ТД Н: 76473 N PERCfl: 7257 ДАТА: 16. 3. 4я 1. V V* у". Я /