СПОСОБ И СИСТЕМА ИНФОРМИРОВАНИЯ ЭКИПАЖА О БЕЗОПАСНОСТИ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ
METHOD AND SYSTEM FOR INFORMING THE CREW ABOUT THE SAFETY OF CATAPULTING

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к аварийному покиданию, и может существенно уменьшить многочисленные случаи запоздалого применения катапультного кресла (КК) в аварийных ситуациях при снижении самолета в широком диапазоне полетных режимов.
Согласно отечественной и зарубежной статистике по аварийным ситуациям с современными скоростными боевыми и учебно-боевыми самолетами, оборудованными КК, приблизительно в 1/3 всех аварийных происшествий экипажи не применили катапультные кресла и в подавляющем большинстве случаев погибли.
Желание экипажа справиться с аварийной ситуацией и избежать столкновения самолета с землей, часто приводит к тому, что экипаж непозволительно долго не принимает решения о катапультировании или принимает такое решение слишком поздно.
В таких ситуациях могла бы позволить своевременно применить КК, исключив слишком запоздалую его инициацию, информация для летчика о существующем у него запасе по времени до крайнего момента подачи команды на катапультирование, при котором еще обеспечен благоприятный для экипажа исход применения КК.
Наилучшим способом решения указанной проблемы могло бы стать применение системы автоматического катапультирования (САК), которая, учитывая все влияющие обстоятельства, инициирует применение КК в нужный момент. Такая система была применена на советских самолетах вертикального взлета-посадки (ВВП) типа ЯК-36, ЯК-38, ЯК-41, оборудованных КК типа К-36ВМ, К-36ВМУ, К-36ЛВУ (А.Н. Лившиц. Аварийное покидание летательного аппарата, Радис РРЛ, Москва, 2017).
Эта система позволила обеспечить спасение экипажей в случае возникновения аварийных ситуаций на режимах вертикального взлета и посадки, которые характеризуются для этих самолетов очень быстрым развитием неблагоприятных ситуаций, связанных с отказами подъемных двигателей или системы управления. Пилоты в таких условиях на предельно малых высотах не могли достаточно быстро реагировать на аварийную динамику самолета и не успевали применить КК, которое в этих условиях могло бы обеспечить спасение летчика.
В Советском Союзе все летчики самолетов ВВП, которые на соответствующих режимах включали эту систему, при возникших аварийных ситуациях были спасены. Один летчик, который систему не включил, в аналогичной ситуации погиб.
Успешное создание и применение САК для самолетов ВВП в значительной степени было обусловлено достаточно легкой возможностью технически распознавать такие аварийные ситуации, характеризующиеся возникновением больших угловых ускорений, на которые система реагировала.
Но на других типах самолетов системы автоматического катапультирования не нашли применения. Этому есть две причины.
Первая заключается в огромной технической сложности создания таких систем. После успешного создания САК для самолетов ВВП долгое время бытовало мнение, что команду на автоматическое катапультирование можно было бы вырабатывать, когда минимально-безопасная высота применения КК на данном режиме полета оказывается меньше реальной высоты полета самолета. Но на сегодняшний день минимально-безопасная высота применения лучших образцов КК (российских КК К-36Д-3,5, К-36Л-3,5Я, К-36Д-5, английского МК-16, американского ACES-II) оказывается больше, чем минимальная высота полета современного боевого самолета, который при исправности основных систем и умелом управлении полетом может при сложном пространственном положении совершить необходимый маневр и избежать столкновения с землей и таким образом исключить необходимость применения КК.
Поэтому прежде всего необходимо уметь с помощью технических средств распознать наличие аварийной ситуации, которая может быть обусловлена следующими обстоятельствами:
- чисто техническими причинами в связи с отказом отдельных самолетных систем, пожаром, боевым поражением или недопустимым разрушением конструкции по иным причинам;
- ошибочными действиями экипажа по управлению самолетом;
- потерей дееспособности экипажа, обусловленной, например, воздействием больших перегрузок, разгерметизацией кабины на больших высотах, физическим воздействием поражающих факторов, таких как взрыв или пулевое, или осколочное ранение и т.п.
И только после объективного признания системой ситуации аварийной можно вырабатывать автоматическую команду на катапультирование на основании сравнения имеющегося запаса высоты с необходимым для реализации благополучного исхода применения КК.
Таким образом, наличие прежде всего очень больших технических трудностей при создании САК не позволяют в настоящее время рассчитывать на применение таких систем.
Во-вторых, причиной отказа от возможного применения таких систем являются причины морально-психологического и юридического характера.
Современные летные экипажи не хотят, чтобы важные вопросы о продолжении или прекращении полета в аварийных ситуациях решала за них автоматическая система. Кроме этого, в случае неблагоприятных последствий при применении таких систем возникают сложные коллизии при определении степени ответственности экипажа в таких условиях.
Поэтому, отказываясь от использования САК, можно в настоящее время предложить другой альтернативный путь. В соответствии с предлагаемым способом летчик сам принимает решение о катапультировании, но при этом использует информацию, вырабатываемую индикатором безопасности катапультирования для выбора момента инициации КК.
Прототипом предлагаемого способа информирования экипажа может служить используемый летным составом в настоящее время способ оценки необходимого запаса высоты с использованием при небольших скоростях снижения самолета таблично задаваемого необходимого запаса в зависимости от скорости и угла крена, а при большой скорости снижения самолета - в виде линейной зависимости величины необходимого запаса высоты от скорости снижения (см., например, «Инструкция летчикам самолета МиГ-21 УМ (МиГ-21 УС)», Военное издательство Министерства обороны, Москва, 1973» или «Руководство по летной эксплуатации самолета ЯК-130». Самолет ЯК-130, 2016)». Первоначально этот способ использовался в КК второго поколения, имеющих достаточно простую автоматику, которая, независимо от режима полета самолета, в момент катапультирования обеспечивала ввод парашюта через строго определенное время для данного КК, установленного на данном типе самолета. Это необходимое время определялось для случая катапультирования в самых неблагоприятных условиях - для максимально разрешенной высоты для ввода парашюта, для максимально возможной индикаторной скорости полета самолета в этот момент, при отвесном пикировании самолета, при размещении в КК летчика в снаряжении максимально возможной массы.
Это время для всех случаев применения КК, отличных от вышеприведенных, оказывалось чрезмерным.
Но, тем не менее, эта постоянная задержка, независимая от режима полета, на котором происходило катапультирование, позволила хотя и грубо, но достаточно обосновано, предложить достаточно простой способ оценки величины потери высоты при катапультировании из снижающегося самолета
y
H≈-KV,
где К[с] - постоянный для данного КК коэффициент, величина которого зависит от функционального совершенства этого кресла; чем совершеннее КК, тем меньше величина К;
y
V[м/с] - вертикальная скорость самолета в момент катапультирования.
Для современных российских КК, изменяющих свою функциональную схему в зависимости от режима полета, время ввода парашюта может изменяться существенно. Поэтому вышеприведенная зависимость потери высоты плохо описывает возможное изменение необходимого запаса высоты от режима.
y
Используемый в настоящее время летными экипажами метод определения потребного запаса высоты H при катапультировании является не только очень грубым, но и пользоваться им оказывается не очень удобно. Летчик в сложных и быстро изменяющихся условиях аварийной ситуации должен следить за значением скорости V, вертикальной скорости самолета в момент катапультрования V и угла крена γ, помнить значение коэффициента К, производить в уме умножение, сравнивать полученный результат с реальной высотой полета. Эта неудобная для экипажа ситуация усугубляется еще и тем, что один и тот же летчик часто летает на разных самолетах, на которых могут быть установлены КК различных типов, для которых значение коэффициента К оказывается различным.
Например, на Су-27 или МиГ-29 установлены КК К-36ДМ сер. 2, на Су-30 - КК К-36Д-3,5, на ЯК-130 - КК К-36Л-3,5Я, на Су-57 - КК К-36Д-5.
Все это может вызвать путаницу или, в лучшем случае, привести к дополнительной умственной и психологической нагрузке на экипаж.
Задачей изобретения является устранение вышеперечисленных недостатков.
Способ информирования летчика в онлайн-режиме в течение полета о безопасности применения КК при его возможном инициировании в каждый текущий момент полета заключается в следующем:
i
1) в предоставлении экипажу информации о возможности применения КК на данном режиме, получаемой в результате сравнения значения параметров, характеризующих линейное движение самолета - барометрическая высота полета Н, индикаторная скорость V, число М, с предельно допустимыми значениями этих параметров для данного КК, задаваемыми и хранящимися в памяти информационной системы самолета;
р
y
1
2) в получении на борту в результате вычислений с использованием специальных алгоритмов информации о необходимом для безопасного катапультирования запасе высоты H в момент инициации КК, сравнении величины этого запаса с реальной высотой полета Н и в определении в текущем режиме в зависимости от вертикальной скорости снижения самолета V существующего у экипажа запаса по времени Δτ для инициации КК
который используется для выработки соответствующей световой и звуковой индикации.
Используемые для вычисления на борту алгоритмы для определения необходимого запаса высоты Н, полученные на основании принятой в настоящее время методики расчета этой величины с использованием больших массивов данных, характеризующих массово-инерционные, аэродинамические, энергетические характеристики КК, его систему автоматики и парашютную систему, и в результате решения сложной нелинейной системы дифференциальных и алгебраических уравнений, позволяют получать результаты с необходимой точностью и временными затратами при использовании имеющихся на борту вычислительных средств с ограниченным объемом оперативной памяти и сравнительно небольшим быстродействием.
y
xc
y
Это достигается прежде всего за счет представления общего решения, зависящего от многочисленных параметров, характеризующих полет (высота полета H, скорость V, вертикальная скорость V, скоростной напор q, угол крена γ, угловая скорость по крену ω, вертикальная перегрузка n), плотность ρ и статическую температуру атмосферы Т, антропометрию и массу летчика в снаряжении, применившего КК, в виде суммы составляющих, величина которых определяется в большей степени зависимостью лишь от части вышеуказанных параметров. При этом предложенные зависимости с большой точностью интерполируют результаты, получаемые при точном решении задачи.
Так, потеря высоты при катапультировании H представлена в виде суммы двух составляющих:
1
2
Н=Н+Н,
1
где H - потеря высоты после инициации КК до момента его отделения от направляющих самолета;
2
Н - потеря высоты после отделения самолета до момента ввода и наполнения парашюта спасения.
1
Н определяется по формуле:
1
y
снятбл
напр
H=-V(τ+τ),
снятбл
где τ - время от момента инициации КК до момента снятия блокировки со стреляющего механизма КК после образования аварийного выхода для КК, это время определяется характеристиками срабатывания соответствующей системы самолета;
напр
τ - время движения КК по направляющим.
2
Н представлена в виде суммы трех составляющих:
2
1
2
3
H=ΔH+ΔH+ΔH,
1
где ΔH - потеря высоты после отделения от самолета в случае применения КК средним летчиком при нулевых значениях угла крена и угловой скорости по крену самолета;
2
ΔH - дополнительная потеря высоты после отделения от самолета в случае применения КК средним летчиком за счет наличия у самолета в момент катапультирования угла и угловой скорости крена;
3
ΔH - максимально возможная дополнительная высота за счет отличия массы члена экипажа от средней массы.
При этом
1
y
хс
где A - потеря высоты при нулевых значениях V, γ и ω;
1
y
хс
K - коэффициент, учитывающий дополнительную потерю высоты за счет наличия скорости снижения V при нулевых значениях γ и ω;
ρ - плотность атмосферы на высоте катапультирования;
v,ρ
хс
m - коэффициент, определяющий влияние плотности атмосферы на потерю высоты при нулевых значениях γ и ω;
2
y
хс
А - дополнительная потеря высоты при γ=180° и нулевых значениях V и ω;
э
э
э
хс
хс
э
хс
γ - эффективный угол крена, равный γ+Δγ, где Δγ - искусственное изменение угла крена, учитывающее влияние на потерю высоты ω, такое, что дополнительная потеря высоты при реальных значениях γ и ω равна потере высоты при γ=γ и ω=0;
γ
m - коэффициент, учитывающий степень влияния γ на дополнительную потерю высоты;
γ,ρ
m - коэффициент, учитывающий влияние плотности на дополнительную потерю высоты при наличии крена;
3
А - максимально возможное дополнительное увеличение потери высоты при плотности ρ=1,007 за счет отличия массы летчика, находящегося в определенном поддиапазоне масс, от среднего значения;
xc
ω - угловая скорость по крену самолета в момент инициации КК.
1
1
2
γ
γ,ρ
γ,ρ
y
э
3
А, К, А, m, m зависят от V; m зависит от V и V; Δγ зависит от V и γ; А зависит от V и поддиапазона массы летчика в снаряжении.
Зависимость всех вышеуказанных коэффициентов от соответствующих параметров задается таблично.
Для двухместного самолета безопасность катапультирования оценивается для всего экипажа, поэтому потеря высоты в случае катапультирования определяется для каждого КК и информация об имеющемся запасе времени до подачи команды на катапультирование КК вырабатывает с использованием максимального из двух значений потребного запаса высоты.
В том случае, когда не исключена возможность взрыва покинутого после катапультирования экипажем самолета при его столкновении с землей, необходимо оценивать безопасность воздействия взрывной волны на катапультировавшегося летчика и его парашют.
При заданной возможной мощности взрыва, оцениваемой в тротиловом эквиваленте в килограммах, определено безопасное расстояние [R] от точки взрыва самолета до точки встречи фронта взрывной волны с катапультирующейся системой. Поэтому в онлайн-режиме определяется не только безопасность применения КК с точки зрения обеспечения приемлемой скорости приземления (приводнения) летчика, но и безопасность катапультирования с точки зрения ударного воздействия взрывной волны.
Допустимость этого ударного воздействия определяется в онлайн-режиме на борту самолета путем сравнения определяемого с использованием разработанных алгоритмов возможного расстояния катапультирующейся системы от точки взрыва R с допустимым значением [R] и определения допустимой высоты [Н] полета самолета в момент возможной инициации КК при реальных значениях параметров, характеризующих полет.
2
Поэтому в каждый момент полета может быть определен имеющийся у экипажа запас по времени Δτ для инициации КК с точки зрения возможного ударного воздействия взрывной волны
1
2
В дальнейшем из двух полученных значений, Δτ и Δτ для выработки летчику соответствующей индикации используется меньшее значение.
Этот способ реализуется системой информирования экипажа о безопасности катапультирования, представленной на фигуре.
В состав системы входят следующие устройства: процессор 1, световой индикатор 2, звуковой индикатор 3, устройство для формирования зрительных и звуковых сигналов (УФЗЗС) 4, оконечное устройство 5 для обмена информацией с информационной системой борта 7 по мультиплексному каналу информационного обмена (МКИО), устройство обмена аналоговыми сигналами 6 с самолетным блоком логики покидания 8.
р
y
хс
y
ст
р
Если при возникновении аварийной ситуации экипаж сочтет необходимым воспользоваться системой информирования о безопасности катапультирования, то он вручную должен включить систему. После этого процессор системы, используя поступающую бортовую информацию, характеризующую режим полета самолета (барометрическая высота Н и геометрическая высота Н, скорость V, вертикальная скорость V, скоростной напор q, угол крена γ, угловая скорость по крену ω, вертикальная перегрузка n, состояние атмосферы на высоте полета в момент катапультирования, определяемое плотностью ρ и статической температурой Т или скоростью звука, численность экипажа и размещение его в самолете, возможная мощность (в тротиловом эквиваленте) взрыва самолета при столкновении его с землей, признак поддиапазона массы ПМ, в котором находится масса летчика в снаряжении, задаваемого с помощью расположенного на кресле трехпозиционного тумблера и передаваемого на борт на этапе предполетной подготовки) определяет в соответствии с заложенными алгоритмами в онлайн-режиме безопасность применения КК на текущем режиме полета, необходимый для безопасного катапультирования запас высоты и имеющийся резерв времени до инициации КК, который с помощью УФЗЗС преобразуется в соответствующие сигналы для светового и звукового индикаторов, предоставляющих в необходимом виде информацию для экипажа.
Применение заявляемой системы с использованием заявляемого способа информирования экипажа о безопасности катапультирования позволяет в аварийной ситуации обеспечить своевременную подачу команды на катапультирование, исключив запоздалую инициацию катапультного кресла, снизить психологическую и лишнюю умственную нагрузку на летчиков, обеспечить спасение экипажа в случае возникновения аварийных ситуаций с большей степенью вероятности.