Имитатор динамики полета Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Гущина А.А., Коваленко В. А., Лапшин Э.В., Кемалов Б.К. , Баннов В.Я. ИМИТАТОР ДИНАМИКИ ПОЛЕТА

Современный авиационный тренажер - эффективное и безопасное средство не только первоначального

обучения, но также повышения летного мастерства, переучивания и поддерживания квалификации. Этому способствует имеющаяся на тренажере возможность воспроизводить большинство ситуаций, возникающих при взлете, полете и посадке, а также отказы систем, выход параметров за рамки допустимых, аварийные внешние условия.

В настоящее время в авиации большое внимание уделяется тренажеростроению и применению тренажеров. Свидетельством этому является то возрастающее значение, которое уделяется данной области во всех развитых странах. По мере усложнения авиационной техники и условий ее эксплуатации все более повышаются требования к обучению и переподготовке летного состава, к надежности и оперативности выполнения поставленных в полете задач. Обучение и переподготовка летного состава превращаются в задачу все более трудную, которая не может быть решена одним лишь обучением в полете. Высокого профессиональ-

ного качества летного состава при минимальных затратах можно достигнуть при интенсивной форме обучения в условиях широкого использования эффективных средств обучения, прежде всего авиационных тренажеров (АТ) различных видов. Поэтому разработка АТ является важной экономической задачей.

Современный авиационный тренажер - эффективное и безопасное средство не только первоначального

обучения, но также повышения летного мастерства, переучивания и поддерживания квалификации. Этому способствует имеющаяся на тренажере возможность воспроизводить большинство ситуаций, возникающих при взлете, полете и посадке, отказы систем, выход параметров за рамки допустимых, аварийные внешние условия.

Одним из наиболее сложных и важных этапов создания АТ является разработка имитатора динамики полета. Имитатор динамики полёта воспроизводит в наземных условиях движение самолёта в пространстве путём решения замкнутой системы нелинейных дифференциальных уравнений, входными параметрами которой являются управляющие воздействия экипажа в кабине самолёта, а выходными - параметры полёта, и обеспечивает в составе тренажёра выполнение следующих задач:

1) руление по ВПП и рулёжным дорожкам;

2) взлёт и набор высоты;

3) полёт по маршруту, снижение и заход на посадку;

4)уход на второй круг с использованием средств комплекса стандартного пилотажно-навигационного оборудования;

5) экстренное снижение;

6) полёт по кругу, заход на посадку и посадку;

7) пробег по ВПП с использованием всех средств торможения;

8) полёт в условиях опасных внешних воздействий.

Выполнение указанных задач производится с учётом влияния на характеристики полёта следующих внешних условий:

1) температуры воздуха и атмосферного давления;

2) высоты (уровня местности) аэродрома;

3) горизонтальной составляющей скорости ветра;

4) вертикального и горизонтального "сдвига ветра";

5) горизонтальных и вертикальных порывов ветра;

6) влияния обледенения на аэродинамические характеристики;

7) влияния различного состояния ВПП;

а также влияния:

1) массы самолёта в виде трёх составляющих;

2) центровки самолёта;

3) режимов работы силовой установки, включая режим обратной тяги;

4) положения управляющих поверхностей, механизации крыла, шасси;

5) аэроупругости.

При движении по земле в имитаторе динамики полёта учитывается влияние на характеристики устойчивости и управляемости параметров шасси, в том числе:

1) коэффициента увода колёс;

2) коэффициента трения колёс в зависимости от состояния ВПП, а также торможения колёс и работы антиюзового устройства [1].

Принцип имитации динамики полёта основан на непрерывном вычислении параметров полёта с помощью математических зависимостей, решаемых в реальном масштабе времени с целью создания подобия моделируемого "полёта" процессу полёта самолёта.

Подобие "полёта" создается за счёт предоставления экипажу визуальной, акустической и акселерационной информации, а также воспроизведения показаний приборов пилотажно-навигационного комплекса и положения органов управления, в том числе и нагрузок на органы управления. Вся указанная информация формируется в соответствии с параметрами, решаемыми в имитаторе динамики полёта.

Структурная схема модуля имитатора динамики полёта и взаимосвязь его с другими имитаторами приведена на рис. 1.

В имитаторе динамики полёта определяются следующие параметры:

V*, %, V*, V Ук2; Ук, Ух, Уу, У2, V, \Ух; \Уу;

А;//вд, <эх, ®у, ®2, юх, ®у, ®2, Ях, Яу, Я2, Мру, МР2, Мгу, МГ2, УУв, Н, М, q, пх, пу, п2, О, АХТ, Сх, Су, С2, Хш, Уш, Zш,

мшх= мшт= мпе= 2Н; Zл, гп, ПВПП, у, и, ц/, у, и, ц/,

а, р, р, шу, тг-

Взаимодействующие

модули

Модуль системы управления

Модуль управлени 5 3 , 5 ПР 5 ШН 5 ШЛ 5

механизац. крыла

Модуль тормозной системы

Модуль топливной системы

Модуль имитатора

навигационной

обстановки

Рабочее место инструктора

Модуль противо-обледенительной системы

' ®НШ

, Рт

о Т

!•

ик

Исход. положение,

останов, команды Сигнал “Обледенение” |^‘

Модуль

имитатора динамики полета

П

вд1

вд2

Модуль

силовой

установки

Мат. модель движения " самолетав”невозмущ |

среде і

Модуль продольного движения

Модуль бокового движения

Унифицированный модуль механики полета

Модуль

аэродинамических

коэффициентов

Модуль весовых и центровых характеристик

Модуль имитатора

атмосферных

явлений

Модуль имитации шасси

Модуль движения по земле

Взаимодействующие

модули

V, V, Н, М,д , П П , V, 8ІП V 008 V,'’’ о, ^,

Ук г П г? У, 8ІП у, С08 у,

Ъ, Wx, Wx,

N а. N П, N Н, Уш

ПВПП

Система

управления,

Модуль

тормозной

системы,

Модуль

визуальной

обстановки,

Модуль

акустических

шумов,

Модуль

акселерационных

эффектов,

ВСУП-85,

СЭИ-85,

СППЗ, БИНС, СОК, СВС-85, СПКР-85, ВСУП-85, ВСС-85

Рис. 1. Структурная схема модуля имитатора динамики полета

Имитатор динамики полёта использует сигналы и параметры из следующих имитаторов и систем:

1) системы управления -

2) силовой установки — От, Р1? Р2

3) взлётно-посадочных средств — 53, 5пр

4) тормозной системы — РТЛ, Руп ;

5) имитатора навигационной обстановки -

ИНТ, 5Э ДВ1, ПДВ2 ;

5Ш.П.’ Фиш.’ 5В

Нм, Нд

6) имитатора атмосферных явлений - состояние ВПП,

ИК ;

а, р,

W , W

7) противообледенительной системы - включение ПОС, "Обледенение";

8) с рабочего места инструктора - сигналы "Исходное место", "Останов".

Уравнения, решаемые в имитаторе динамики полёта, условно разбиты на 4 группы:

1) продольного движения;

2) бокового движения;

3) движения по земле;

4) аэродинамических коэффициентов [1].

Все параметры содержатся в вычислителе в виде кодов.

Шаг решения уравнений динамики полёта выбирается из условия обеспечения устойчивости решения и должен быть равен или меньше 50 мс, при этом наилучшая устойчивость обеспечивается при выборе шага 25 мс. Взаимосвязь модуля имитатора динамики полёта с модулями других систем и имитаторов осуществляется путём внутримашинного и межмашинного обмена информацией.

При организации программ имитации динамики полёта предусматривается возможность ввода и вывода на дисплейный модуль значений решаемых параметров в физических величинах, что позволяет производить оперативное изменение модели динамики полёта.

Рассмотрим базовую математическую модель (ММ), в качестве которой в тренажерах обычно используют модель жесткого (без учета изгибных и крутильных колебаний конструкции, влияния жидкого топлива) ЛА.

Объектом ручного управления при полете на тренажере и в воздухе является по существу не сам ЛА, а обобщенный объект, включающий «внутренние» постоянно включенные быстродействующие контура управления, придающие ЛА желаемые устойчивость и управляемость, близкие к устойчивости и управляемости жесткого ЛА.

Поэтому в качестве базовых уравнений динамики полета в AT используют уравнения движения твердого тела. В обшей форме — это уравнения Эйлера для движения центра масс, позволяющие найти ускорения, приобретаемые центром масс ЛА под влиянием действующих на него сил. В проекции на оси связанной системы координат они записываются в следующем виде:

Vх = т~-¥^ - + V,,т,

VУ = т - + Утг, (1)

V 2 = т 1К - Vvwr + Vrт .

2 у х х у

Здесь Vx, Vy, Vz — проекции вектора земной скорости V ЛА (при отсутствии ветра совпадает с воздушной) на оси связанной системы координат;

Ех, ^, Е2 — проекции на те же оси векторной суммы всех действующих на ЛА сил (аэродинамических,

тяги двигателей, веса ЛА);

Фх ,Фу — угловые скорости вращения ЛА относительно тех же осей; т = т^) — масса ЛА.

W , W

у’

Р

Р

2

П

Ш.Л

Летательный аппарат является телом переменной массы и поэтому в уравнения сил должны входить члены вида ш^). Считаем, что эти члены учтены в выражениях Ех, Еу, Е 2. Выражения (1) справедливы и при движении ЛА по земле (разбег, пробег), но силы Ех, Еу, Е2 в этом случае имеют дополнительные составляющие, вызванные реакциями шасси, трением, аэродинамическим влиянием земной поверхности [2].

Уравнения динамики вращательного движения центра масс (уравнения моментов) позволяют найти приобретаемые ЛА угловые ускорения под влиянием действующих на него моментов. В проекции на оси связанной системы координат при втором способе их назначения они записываются следующим образом:

= ¿X

Мх + (¿у - ¿г )ОуО + ¿ХУ I Оу - ШхШ:

Оу = ¿у-

О =

М +(¿г - ¿X }®хаї + ¿ХУ

М + (¿X - ¿у ) ®хау + ¿ху

СОх + ОуОг

(2)

О -О

Так как для самолетов современных конфигураций продольная связанная ось (ориентированная по главной хорде крыла) обычно образует значительный угол с продольной главной осью инерции, то приходится учитывать центробежный момент инерции Jxy.

В выражениях (2) Мх,М ,М2 , — действующие на ЛА моменты относительно связанных осей; 3Х,3 ,32 —

моменты инерции ЛА. Из-за расхода топлива, изменения конфигурации ЛА (изменения стреловидности крыла, подвесок) моменты инерции ЛА изменяются во времени. Поэтому уравнения (2) необходимо дополнить членами вида

¿X = (%,Рп ,От ), ¿у = ¿у (^ ,От ,%), (^, От ,%), ,

где % — стреловидность крыла; Еп — переменная, описывающая наличие и тип подвесок.

Для самолета с длинным фюзеляжем, тонким крылом небольшого размаха и достаточно развитым хвостовым оперением справедливо следующее соотношение между осевыми моментами инерции:

¿у > ¿г * ¿X-

Для уравнений кинематики углового движения немаловажную роль играет способ описания положения связанной системы координат относительно нормальной. Данные уравнения позволяют перейти от угловых скоростей вращения ЛА относительно связанных осей к его угловым координатам относительно осей нормальной и земной систем координат.

Первый способ заключается в применении эйлеровых углов: крена, рысканья и тангажа. Этот способ

наиболее естественен, так как информация гировертикалей (авиагоризонтов), курсовых систем, инерци-альных систем выдается именно в этих углах. Производные эйлеровых углов 3,ф,у связаны с угловыми скоростями, О ,О , следующими кинематическими соотношениями:

$ = О еоэу + о у,

ф = ( Є08$) 1 (&у ЄОЗу-Ю2 8Ш у) , (3)

У = Оx -

у).

Путем интегрирования данных выражений определяются углы Л,ф,у . Однако при Л = 900

имеет место раз-

(е08$) и обращаются в бесконечность. Поэто-

не моделируются, а в тренаже-

рыв второго рода в правых частях уравнений, так как

му в тренажерах с аналоговыми вычислителями режимы, близкие к Л = 900 ,

рах с ЦВМ используются логические блокировки данного режима.

Кинематические уравнения вращательного движения в направляющих косинусах описываются известными уравнениями Пуассона

£ц = — <Пу£а,

е а =ахев —агел, (г = 1,2,3) (4)

е3 = т*е 2‘

Однако при вычислениях необходимо иметь в виду, что из девяти направляющих косинусов только три независимых. Поэтому в принципе можно интегрировать только одну группу из трех уравнений (4). Однако в вычислительном отношении удобнее шесть направляющих косинусов определять путем интегрирования

уравнений Пуассона (например, уравнения, соответствующие (г= 1,2) ), а остальные три направляющих

косинуса вычислять из простых алгебраических соотношений

2 = 1 (к = 1,2,3).

/=1

При моделировании полета, кроме указанных, применяется большое число других кинематических соотношений. Так, траекторная и скоростная системы координат порождают свои таблицы направляющих косинусов. Для перехода от скоростей движения центра масс ЛА вдоль осей связанной системы координат к его линейным координатам в земной системе координат служат кинематические уравнения движения центра масс.

-1

-1

X

Рассмотрим ММ движения ЛА, положенную в основу алгоритмического обеспечения современных цифровых комплексных тренажеров центральной архитектуры. Уравнения, описывающие эту ММ, во многом отражают специфику имитируемого самолета (изменяемую стреловидность крыла, выпускной гребень и т. д.).

Уравнения моментов в связанных осях, совпадающих с главными центральными осями инерции, записываются в виде

фх = ¿х^ [(¿У - ¿2 ) фуф2 + 4®тх + МРх ,

фу = 3У-1 [(¿2 - ¿х )фхф + &1ту + МРу ] ’ (5)

ф = ¿2-1 [(¿х - ¿у )фхфу + ФЬатг + МРг ,

тх = тх (а,р,фх ,фу А ,8„ ,М ),

ту = ту (<*,Р,ЮХ ,фу ,Аэ А М ), (6)

т = т (<*,Р,фг,8в, м ).

Здесь учтены лишь традиционные органы управления, причем отклонение поворотного стабилизатора или руля высоты обозначено через А • Зависимость тг от & , обусловленная влиянием запаздывания скоса потока, заменена на зависимость от ф„ . Возмущающие моменты Мр , Мр , Мр могут создаваться СУ и

2 Гх Гу Гг

другими факторами. [3]

Кинематические уравнения вращательного движения (уравнения Пуассона) в матричной форме записываются в виде

£ = бЯ>Т, (7)

где

% Є12 Є13" " 0 -ту"

є = Є21 є22 є23 , О = -От -®г 0 тх

_є31 є32 є33 _ _®у -тх 0

Уравнения сил (ускорений) в связанной системе координат:

Vх = Ууф2 - Уфу + %Пх - ge2l,

V у = Кфх - + gny - ge22, (9)

1/2 = Кфу - ^фх + gnz - ge2Ъ.

пх =(Гсоъадв - Я$сх)О_1, пу =(Рътадв -д8су)О_1, (10)

пх = Ч$сгО~1.

здесь Р — тяга СУ;

(Хде — угол между Г и продольной осью (предполагается, что вектор Г лежит в плоскости симметрии ЛА);

сх, Су, с2 — коэффициенты аэродинамических сил в связанных осях:

Сх = сх (&, Р, А в, М ),

су = су (а,Р,8в ,М), (11)

сг = с2 {«,р,Аи,М).

Кинематические уравнения движения центра масс в нормальной земной системе координат:

V*'

= є V ■ (12)

V; _

Уравнения (5) — (12) после исключения ряда алгебраических зависимостей (приведения к форме Коши) можно рассматривать как уравнения в пространстве состояний, где вектор состояния

* = [(0x(0y(0znxnynzЄn■Є33VxVyKXgУgZg ]Г •

В качестве вектора управления в этой модели может приниматься вектор

и = [4ААР]. (13)

Зависимости

р = р(Н ) = р(Уе ), М = М уе ) (14)

задают в соответствии с моделью стандартной атмосферы.

ЛИТЕРАТУРА

1. Лапшин Э.В. Разработка методов управления при подготовке операторов по эксплуатации летательных аппаратов на основе тренажеров / Э. В. Лапшин. - Пенза: Изд-во Пенз. гос. ун-та, 2006 - 321 с.

2. Красовский А. А. Пилотажно-навигационные и комплексные тренажеры / А. А. Красовский, А. В. Ку-диненко. - М.: Изд-во ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1984. - 320 с.

3. Авиационные тренажеры / А. А. Красовский, В. И. Лопатин, А. И. Наумов, Ю. И. Самолаев - М.: Изд-во ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1992. - 320 с.