Метод контроля процесса взлета по функции эффективной взлетной массы

Том XXXX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 09

№ 1

УДК 629.735.33.015.073

МЕТОД КОНТРОЛЯ ПРОЦЕССА ВЗЛЕТА ПО ФУНКЦИИ ЭФФЕКТИВНОЙ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ

М. Г. ГЛУБОКАЯ

Разработан метод контроля процесса взлета самолета, позволяющий распознавать опасные отклонения во взлетных характеристиках, приводящие к дефициту темпа разбега.

Контроль темпа разбега осуществляется по оценке «эффективной взлетной массы», которая в условиях отсутствия возмущающих факторов является постоянной величиной на протяжении всего разбега, что позволяет упростить процесс ее контроля.

Ключевые слова: контроль взлета, эффективная взлетная масса, измерительные системы, скорость принятия решения, потребная длина разбега.

Проблема безопасности на этапе взлета остро обозначилась в 80-х годах ХХ в. в связи с серией авиационных происшествий на данном этапе. Расследование их причин выявило проблему, связанную с принятием экипажем правильного решения на взлете. Разрешить данную проблему с помощью существовавших в то время средств не представлялось возможным ввиду того, что и современное оборудование самолетов, и требования к контролю процесса взлета предусматривали контроль только за скоростью самолета. Поэтому если по каким-то причинам разбег самолета производится с темпом ниже необходимого для нормального завершения взлета, дистанция достижения скорости принятия решения (V) увеличивается. В результате этого оставшейся дистанции может не хватить для безопасного завершения взлета. Стало очевидным, что помимо критерия, основанного на скорости принятия решения, необходимо использовать дополнительный критерий, основанный на контроле темпа разбега [1].

В свете обозначившейся проблемы в ведущих зарубежных и отечественных авиационных организациях, таких как NASA, Boeing, Aerospatiale, НИИАО, ЛИИ им. М. М. Громова, начали проводиться интенсивные исследования, направленные на разработку алгоритмов контроля взлета. Однако, несмотря на множество разработок, проблема безопасности на взлете до сих пор остается нерешенной, о чем свидетельствует тот факт, что ни на одном из современных пассажирских самолетов подобная система не задействована. Причина такой ситуации — сложность реализации и ненадежность многих разработанных систем, в результате чего авиакомпании отказались от их использования на борту [2].

Оценка приемлемости процесса взлета в разработанных методах осуществляется либо путем непосредственного сравнения измеряемой характеристики с эталоном, либо путем использования ее для осуществления прогноза дистанции. В качестве контролируемых характеристик обычно используются продольное ускорение или скорость самолета, выбор которых на первый взгляд кажется естественным, поскольку они несут в себе непосредственную информацию о динамике разбега самолета. Однако в реальности данные параметры сложны для контроля, поскольку они имеют нелинейные зависимости от времени, причем для различных условий взлета (взлетная масса, тяга двигателей, коэффициент трения качения и др.) данные зависимости не эквидистантны. Поэтому величина допуска на контролируемую характеристику должна иметь нелинейную функцию от времени, зависящую также от самой характеристики.

гтптп

горизонтальная

пщ

Рис. 1. Схема сил, действующих на самолет при разбеге

г| — уклон ВПП : I

у г

Автором предложен альтернативный метод контроля процесса взлета, основанный на оценке функции, которая в условиях отсутствия возмущающих факторов является постоянной величиной на протяжении всего разбега, что позволяет упростить процесс ее контроля. Данная функция названа «эффективной взлетной массой». Ее математическое определение выводится из системы уравнений для продольной и нормальной перегрузок самолета на разбеге, определенных в связанной системе координат ОХУХ (рис. 1), и записывается следующим образом:

где ш* — эффективная взлетная масса; Рх и Ру — составляющие тяги по осям ОХ и ОУ связанной системы координат соответственно; X — аэродинамическая продольная сила; У — аэродинамическая нормальная сила; пх и пу — соответственно продольная и нормальная перегрузки самолета; g — ускорение свободного падения.

Параметры £ и £2 выражения (1) определяются следующим образом:

где / — коэффициент трения качения; Ф — угол тангажа; п — уклон взлетно-посадочной полосы

Эффективная взлетная масса (1) имеет размерность массы и в условиях абсолютно точного знания всех аргументов, на основании которых она определяется, равна фактической массе самолета.

Реализация вычисления эффективной взлетной массы на разбеге самолета связана с возможностями информационно-измерительного комплекса конкретного типа самолета в сочетании с оборудованием аэродрома. С учетом наземного и бортового оборудования современных пассажирских самолетов российского производства в алгоритм вычисления эффективной взлетной массы заложено использование трех групп параметров:

Группа 1. Измеряемые параметры. Их значения поступают в бортовой вычислитель системы контроля взлета (СКВ) непосредственно из бортовых измерительных систем в течение всего разбега.

Группа 2. Априорные параметры. Их значения задаются экипажем в вычислителе перед взлетом, исходя из информации об ожидаемых условиях предстоящего взлета.

т

к1 = ЭШ (д-п)-/СОЭ (Ф-п), к2 = соэ (Ф-п) + / эт (Ф-п),

(ВПП).

Группа 3. Параметры, определяемые с помощью расчетных моделей. Их значения определяются по формулам или табличным зависимостям, запрограммированным в вычислителе СКВ. Входной информацией для вычисления параметров этой группы являются параметры 1-й и 2-й групп. К данной группе также относятся параметры, заданные в виде констант для конкретного типа самолета.

В выражении эффективной взлетной массы параметрами, относящимися к группе измеряемых, являются продольная и нормальная перегрузки, а также угол тангажа.

Для конкретной ВПП известен ее уклон, который в общем случае не является постоянной величиной. Аэродромная служба имеет информацию как о продольном профиле ВПП, так и о среднем значении уклона каждой ВПП [3]. Поэтому в вычислителе СКВ величина уклона ВПП может быть представлена как в виде табличной функции от текущего положения самолета )

для конкретной ВПП, так и в виде постоянной величины, которая задается экипажем перед взлетом. Использование того или иного варианта учета уклона обусловлено наличием на борту самолета средств, позволяющих определять его местоположение. Таким средством является спутниковая навигационная система. Если определение точного местоположения самолета на ВПП затруднительно или ВПП имеет постоянный уклон, то используется постоянное значение уклона.

Коэффициент трения качения задается экипажем перед взлетом в виде постоянной величины, исходя из ожидаемых условий состояния поверхности ВПП.

Тягу двигателей предлагается определять на основании высотно-скоростных и дроссельных характеристик двигателя, в которых она представлена в виде табличной функции барометрической высоты H, числа М, температуры окружающего воздуха t и положения рычага управления двигателем — РУД а РУд :

Как правило, данные характеристики представлены с учетом отбора мощности на работу других систем самолета и потерь в воздухозаборнике, наружном контуре двигателя, соплах наружного и внутреннего контуров и утечек воздуха в реверсе.

В вычислителе СКВ тяга двигателей представлена в виде табличной функции, имеющей вид, похожий на (2):

где РД — режим работы двигателей.

В процессе разбега летчик не изменяет положения РУД, которое должно строго соответствовать предстоящему режиму работы двигателей [4]. Поэтому режим работы двигателей задается экипажем в виде постоянной величины.

Температура окружающего воздуха задается экипажем перед взлетом по информации, сообщаемой аэродромной метеослужбой.

Барометрическая высота в бортовом вычислителе СКВ определяется по известной табличной зависимости от атмосферного давления на аэродроме pаэр, значение которого сообщается

экипажу аэродромной метеослужбой.

Число М является измеряемым параметром — информация о нем поступает от системы воздушных сигналов (СВС). Однако в силу особенностей приемника воздушного давления [5] на малых скоростях (ниже 120 км/ч) информация о величине М, равно как и о воздушной скорости, является недостоверной (рис. 2). Для получения приблизительной информации о числе М и воздушной скорости, необходимой при определении скоростного напора (см. ниже), на малых скоростях можно воспользоваться информацией о линейных скоростях самолета, измеряемых инер-циальной навигационной системой (ИНС), а также информацией о скорости и направлении ветра, выдаваемой аэродромной метеослужбой.

Введем прямоугольную подвижную систему координат О^Т, начало которой помещено в центре масс самолета и перемещается вместе с ним. Ось 0X' направлена в сторону взлета по касательной к поверхности ВПП в точке расположения проекции центра масс самолета на ось ОХ'

P = P(Я, М, t, РД),

Рис. 2. Особенности измерения воздушной скорости на разбеге

Рис. 3

(см. рис. 1). Если полагать, что в непосредственной близости к поверхности земли вектор скорости ветра лежит в плоскости ОХ'Х', то значение воздушной скорости определяется по теореме косинусов из векторного равенства (рис. 3):

V = ^/Я„ )2 +(» )2 - 2!>

С0Э

(УВ),

где Ж — модуль вектора скорости ветра; УВ — угол ветра; Уп — модуль вектора линейной скорости самолета, направленного вдоль оси ОХ'. Величину Уп можно рассчитать на основе путевой и вертикальной скоростей, определенных в нормальной системе координат OXgУgZg, ось ОХ^ которой лежит в местной горизонтальной плоскости и направлена в сторону взлета (рис. 4):

V, = \(^ )2 +(к

кУг

где Уп — путевая скорость; VkУg — вертикальная скорость.

Уп и Vky^ (4) являются измеряемыми параметрами, информацию о которых выдает ИНС.

Рис. 4

Угол ветра рассчитывается по известному курсу ВПП Увпп и направлению навигационного ветра НВн [6]:

ув = НВн -^впп .

Следует отметить, что аэродромная метеослужба сообщает направление метеорологического ветра НВм, которое отличается от направления навигационного ветра на 180°:

НВн = НВМ +180°.

Измерение скорости и направления ветра производится на метеовышке, высота которой на отечественных и европейских аэродромах составляет 10 м, на американских — 6 м [7]. Следует учитывать, что на уровне расположения центра тяжести самолета скорость ветра отличается от скорости ветра, измеренной на высоте метеовышки. В соответствии с европейской и американской моделями изменения скорости ветра в зависимости от высоты полета [7], пересчет скорости ветра, измеренного на высоте 6-метровой метеовышки, в скорость ветра на высоте центра тяжести самолета осуществляется по формуле:

Ж„„ю, (Н&!0.3048 + 0.15>

Ж = 0.204—мв101п 1.1

0.15

где Н& — высота центра тяжести самолета относительно уровня ВПП; Жмвю — скорость ветра

на высоте 10-метровой метеовышки.

Используя вычисленное значение воздушной скорости, число М определяется по известному соотношению:

М =—,

а

где а — скорость звука, рассчитываемая в бортовом вычислителе по формуле [5]:

а = 20.05^/273+7.

Недостатком приведенной методики вычисления воздушной скорости и числа М является нечувствительность расчетного значения воздушной скорости к изменению ветра в течение разбега из-за того, что скорость и направление ветра задаются в виде постоянных величин. Поэтому при достижении самолетом на разбеге скорости, на которой информация о воздушной скорости и числе М становится достоверной, необходимо использовать измеряемые значения данных параметров (для переключения служит сигнал путевой скорости).

Таким образом, необходимой входной информацией для определения тяги двигателей в бортовом вычислителе СКВ конкретного типа самолета, является:

информация от аэродромных служб о температуре окружающего воздуха, атмосферном давлении, скорости и направлении ветра, курсе ВПП (значения данных параметров вводятся экипажем перед вылетом в виде констант);

предстоящий режим работы двигателей, задаваемый экипажем;

измеряемые бортовыми системами значения воздушной, путевой и вертикальной скоростей и числа Маха.

Для определения аэродинамических сил, необходимых для расчета эффективной взлетной массы (1), используются следующие расчетные модели:

где сХ и су — коэффициенты продольной и нормальной аэродинамических сил соответственно;

S — площадь крыла; q — скоростной напор.

По результатам экспериментов в аэродинамических трубах известны, как правило, коэффициенты подъемной силы (cya ) и силы лобового сопротивления (сХа). Данные коэффициенты определены в полусвязанной системе координат. Для вычисления сХ и су в связанной системе координат (5) необходимо сделать пересчет:

сХ = cx cos а- с.. sin а 1

Х Ха Уа I,

су = сХ sin а + су cos а I

У ха Уа J

где а — угол атаки.

сХ и су , полученные в результате экспериментов в аэродинамических трубах, обычно

представлены как сумма нескольких составляющих, например:

сХа = сХа

где 5з, 5пр — углы отклонения закрылков и предкрылков соответственно; 5в — угол отклонения руля высоты; фст — угол отклонения стабилизатора; Нэкр — высота экрана — расстояние от

задней кромки крыла до подстилающей поверхности, отнесенное к длине средней аэродинамической хорды крыла; Асх ш — добавка коэффициента силы лобового сопротивления, вызванная

выпущенным шасси.

Высота экрана в общем случае не является константой, так как расстояние от подстилающей поверхности до задней кромки крыла самолета зависит от степени обжатия стоек шасси самолета. Степень обжатия стоек шасси определяется не только массой и центровкой самолета, но и величиной подъемной силы, и, следовательно, во время разбега изменяется. Однако этими изменениями можно пренебречь и в качестве высоты экрана использовать некоторое осредненное по степени обжатия стоек шасси значение.

Углы отклонения закрылков и предкрылков на самолете строго соответствуют положению рычага управления закрылками, имеющему фиксированные значения. Положение рычага управления закрылками определяется при расчете полета, исходя из высоты аэродрома. Данное значение задается экипажем в вычислителе СКВ, и по заложенной в нем табличной зависимости определяются углы отклонения закрылков и предкрылков.

Угол отклонения стабилизатора на разбеге соответствует центровке самолета (Хт). В зависимости от того, как экипаж выставляет положение стабилизатора на взлете, в вычислителе СКВ может быть задано либо значение центровки, либо непосредственно положение стабилизатора.

Угол отклонения руля высоты является измеряемым параметром.

Угол атаки (6), (7) также является измеряемым параметром — информация о нем выдается СВС. Однако на малых скоростях при разбеге информация об угле атаки недостоверна, кроме того, сигнал угла атаки может содержать систематическую ошибку. Поэтому угол атаки предлагается вычислять, используя следующее соотношение:

а = д-п,

так как на разбеге уклон ВПП равен углу наклона траектории.

Скоростной напор (5) рассчитывается по известной формуле:

Р—2 Ч = -

2

где р — массовая плотность воздуха, которая рассчитывается по атмосферному давлению на аэродроме и температуре окружающего воздуха [5]:

р = 0.04737: Раэр

273 + 7

Таким образом, необходимой входной информацией для определения аэродинамических сил, является:

измеряемые бортовыми системами значения воздушной, путевой и вертикальной скоростей, числа М, угла тангажа, угла отклонения руля высоты и местоположения самолета, необходимого для определения уклона ВПП;

информация от аэродромной метеослужбы о температуре окружающего воздуха, атмосферном давлении, скорости и направлении ветра (значения данных параметров вводятся экипажем перед вылетом в виде констант);

значения взлетного положения механизации крыла и центровки самолета, вводимые экипажем.

Блок-схема, представленная на рис. 5, отражает структуру системы контроля взлета и, в частности, реализацию расчета эффективной взлетной массы в соответствии с описанной выше методикой.

Использование при расчете эффективной взлетной массы информации двух видов — фактической, с одной стороны, и априорной, с другой, — лежит в основе принципа использования эффективной взлетной массы как индикатора нештатных отклонений во взлетных характеристиках. Если фактические значения параметров соответствуют ожидаемым, эффективная взлетная масса равна фактической взлетной массе самолета, которая при штатном взлете должна быть равна расчетной взлетной массе. Если фактические значения параметров отличаются от ожидаемых, эффективная взлетная масса отличается от расчетной взлетной массы самолета. Это является признаком того, что во взлетных характеристиках имеются нештатные отклонения.

В результате анализа факторов, приведших к авиационным происшествиям на этапе взлета, выделены следующие нештатные отклонения, которые могут быть распознаны с помощью эффективной взлетной массы до скорости —1:

превышение взлетной массы самолета сверх расчетной;

уменьшение фактической тяги по сравнению с расчетной (при фактическом режиме работы двигателей ниже расчетного или неисправности двигателей);

повышенный коэффициент трения (подторможенность колес, загрязненная поверхность ВПП, лопнувшее или спущенное колесо, неснятие самолета со стояночного тормоза).

Перечисленным нештатным отклонениям свойственно меньшее, чем при штатном взлете, значение продольного ускорения, и, как следствие, увеличение длины разбега и дистанции взлета. Признаком наличия данных отклонений является превышение эффективной взлетной массой расчетной взлетной массы на протяжении всего разбега (рис. 6).

Ситуации, связанные с убранными закрылками, неправильно выставленным стабилизатором, ранним подъемом передней стойки и обледенением самолета, не проявляются до скорости —1, но существенно ухудшают взлетные характеристики после подъема передней стойки шасси.

Рис. 5. Структура системы контроля взлета

Время

Рис. 6. Эффективная взлетная масса как индикатор потенциально аварийных ситуаций на взлете

Ситуации, связанные с выпущенными интерцепторами и закрылками, выпущенными в посадочное положение, проявляются лишь на больших скоростях (см. рис. 6), поэтому их распознавание может оказаться затруднительным. Для возможности распознавания подобных отклонений, а также обледенения самолета в вычислителе СКВ необходимо использовать дополнительные средства, например, датчики положения механизации крыла или датчики обледенения, что позволит распознать данные отклонения еще до начала взлета.

Одной из важных взлетных дистанций является потребная длина разбега (¿р. потр), которая согласно правилам [8] определяется как большая из величин /(1) и /(2):

(. потр )=тах (¿(1); ¿(2)).

/(1) и /(2) определяются следующим образом:

¿(1)= 1.15 (^ + 0.5£;Озд ) = 1.151р. потр,

г

/1) и

/

Ь Ьр ^и.^возд,

где ¿*р1) и ¿р2) — длины разбега при взлете со всеми работающими двигателями и взлете с отказом одного двигателя соответственно (рис. 7, б); /¿озд и /£озд — дистанции воздушного участка

при взлете со всеми работающими двигателями и взлете с отказом одного двигателя соответственно (рис. 7, в).

Рис. 7. Схема взлета самолета

Потребная длина разбега рассчитывается из условия, чтобы половина дистанции воздушного участка была пройдена над ВПП [7]. Величина потребной длины разбега зависит от взлетной массы самолета и условий на аэродроме вылета. Максимально допустимая взлетная масса самолета выбирается из условия, чтобы потребная длина разбега не превышала располагаемую длину разбега, которая представляет собой длину ВПП, уменьшенную на длину участка выруливания (рис. 7, а).

Из определения потребной длины разбега следует, что она рассчитывается с не менее чем 15% запасом дистанции /р потр (8). Поэтому во избежание необоснованных прерываний взлета, необходимо распознавать лишь такое уменьшение темпа разбега, которое приводит к превышению дистанции /р потр более чем на 15%.

Таким образом, разработанная функция «эффективная взлетная масса» благодаря заложенному в ней принципу определения параметров, основанному на использовании информации двух видов — фактической и априорной, является индикатором нештатных отклонений во взлетных характеристиках, приводящих к дефициту темпа разбега. Эффективная взлетная масса обладает свойством постоянства в том случае, если взлет протекает штатно. Грамотное использование эффективной взлетной массы позволяет распознавать потенциально аварийные ситуации на взлете. Методика выбора допусков на изменение эффективной взлетной массы осталась за пределами данной статьи.

ЛИТЕРАТУРА

1. ЕрусалимскийМ. А. Анализ критериев принятия решения о прекращении или продолжении взлета самолетов транспортной категории // ТВФ. 2000. Т. ЬХХ1У, № 6 (647).

2. Глубокая М. Г. Современное состояние вопроса решения проблемы безопасности на этапе взлета // Искусственный интеллект. 2005. № 4.

3. Эксплуатация аэропортов. «Сертификация аэродромов». Нормативные и технологические документы ФАС России. — СПб.: АО «Центр Автоматизированного обучения», 1998.

4. Руководство по летной эксплуатации самолета Ту-334-100. Книга первая, 2003.

5. Ведров В. С., Тайц М. А. Летные испытания самолетов. — М.: Гос. изд. Оборон. пром., 1951.

6. Азаров А. И., Выск Д. П. Основы самолетовождения. — М.: ДОСААФ, 1972.

7. Единые европейские нормы летной годности к всепогодным полетам МЯ-АШО /

2-я измен. ред. — 1996.

8. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. — 2004.

Рукопись поступила 17/Х12008 г.