CC BY
79
2005
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Авионика и электротехника
№89(7)
УДК 629.735
ИМИТАЦИОННАЯ МОДЕЛЬ РЕЖИМА НАБОРА ВЫСОТЫ В ЭЛЕКТРОННОМ СРЕДСТВЕ ОБУЧЕНИЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВОЖДЕНИЯ
И.Р. НЕВСКАЯ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Кузнецовым С.В.
Рассматривается редуцированная модель пилотажного комплекса, которая во взаимодействии с основным программно-математическим обеспечением Электронного средства обучения ВСС имитирует виртуальный режим набора высоты, параметры которого подобны типовому набору высоты неманевренного самолета.
Мировая и отечественная практика показывает, что в вопросах повышения уровня подготовки авиационных специалистов, эксплуатирующих авиационную технику, а именно, летного и инженерно-технического персонала, огромную роль играют тренажеры. Однако традиционные полноразмерные тренажеры с натуральной подвижной кабиной самолета и реальным бортовым оборудованием очень дороги. Их приобретение для каждого типа самолета, модернизация при изменении летных характеристик и оборудования, а также их эксплуатация требуют больших затрат, затруднительны для крупных российских авиакомпаний и недоступны для мелких. Как показывает российская и мировая статистика, на долю средних и мелких авиакомпаний приходится наибольший процент летных происшествий и катастроф. Использование же полноразмерных тренажеров для подготовки и переподготовки инженерно-технического персонала экономически и организационно представляется нецелесообразным.
В настоящее время в международной организации «Евроконтроль» развивается практика создания нескольких крупных межгосударственных тренажерных центров для обучения персонала различных авиакомпаний, независимо от их государственной принадлежности. В России такой практики не существует. Кроме того, не приходится ожидать появления в межевропей-ских центрах тренажеров для авиалайнеров российского производства.
С другой стороны, зарубежные и отечественные публикации свидетельствуют о все более активном использовании в учебных процессах компьютерных технологий, основанных в том числе на анимационных свойствах графических пакетов. Это положение относится и к учебным процессам повышения квалификации эксплуатантов авиационной техники. Современное учебно-тренировочное средство нового поколения должно основываться на ресурсосберегающих распределенных интерактивных технологиях и обеспечивать резкое снижение тренажа с использованием дорогостоящей реальной авиатехники, а также повышение удельного веса тренажерной подготовки всех категорий авиационных специалистов.
В качестве одного из направлений в создании нового поколения тренажерных комплексов рассматривается разработка специализированных учебно-тренировочных средств по отдельным видам авиационного оборудования, основанных на его виртуальных моделях.
Взгляд на проблему создания электронных учебных средств с точки зрения производителя бортового оборудования освещает другую сторону этого вопроса. В настоящее время в мировой практике электронные средства обучения (ЭСО) рассматриваются как неотъемлемая часть конкурентоспособной продукции. Интерактивное обучение с помощью компьютеров входит в программу эксплуатационной послепродажной поддержки выпускаемых фирмами изделий высоких технологий, к числу которых относятся изделия авионики, в частности, вычислительные системы самолетовождения (ВСС), входящие в состав пилотажно-навигационных комплексов (ПНК).
Различные аспекты разработки электронных тренажеров авионики в целом рассматриваются в работе [1], а применительно к ВСС в [2] и в работах автора [3] - [5]. В последних рассматривается общая структура имитационного программно-математического обеспечения ЭСО и предлагаются редуцированные математические модели динамики траекторного движения самолета и навигационных информационных систем, входящих в состав ПНК. Именно наличие в ЭСО ВСС такого имитационного ПМО обеспечивает возможность его использования в качестве тренажера.
В качестве управлений, поступающих на редуцированную имитационную модель динамики траекторного движения, рассматриваются формируемый алгоритмами горизонтальной навигации ВСС параметр заданного крена у зад и алгоритмами вертикальной навигации параметры
заданного тангажа Фзад и заданного положения рукоятки управления двигателями 5 руд (или
вертикального ускорения a У&д и заданной тяги Pзад). Однако алгоритмы вертикальной навигации ВСС находятся в настоящее время в стадии разработки. В полете управление в вертикальном канале осуществляется экипажем (человеком-оператором) полуавтоматически с использованием соответствующих режимов, реализованных в Пилотажном комплексе (ПК) и включаемых через пульт управления САУ (ПУ САУ).
Для реализации аналогичного виртуального режима управления в ЭСО ВСС необходимо имитационную модель динамики траекторного движения [4] дополнить имитационными моделями вертикального канала САУ в режимах набора высоты, полета по эшелонам и снижения, которые предлагается формировать на основе программных управлений.
Принцип формирования имитационного программного управления в режиме набора высоты
Типовой режим набора высоты, рекомендуемый в руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) тяжелых и средних самолетов, осуществляется на номинальном режиме работы двигателей путем стабилизации через канал руля высоты постоянной приборной скорости ^рВ до высоты, называемой высотой перехода H пер, и постоянного числа MНВ при H > Hпер. Значения и MНВ задаются в РЛЭ для конкретного самолета.
При полуавтоматическом управлении с использованием САУ величины ^рВ и MНВ задаются экипажем на задатчиках ПУ САУ. Перевод РУДов в положение «Номинал», включение и переключение режимов САУ со стабилизации приборной скорости на стабилизацию числа Маха экипаж также осуществляет вручную. В современных САУ реализуется режим «Выход на эшелон», обеспечивающий более высокую степень автоматизации. Однако он основан на тех же принципах, что и автономные режимы набора высоты на различных участках профиля полета. Общая структура замкнутого контура полуавтоматического управления приборной скоростью и числом Маха при наборе высоты в реальном полете представлена на рис. 1.
тт г ” хбал лбал
Изменение балансировочных значений руля высоты 5 в и тангажа Ф при изменении
в широком диапазоне высоты и скорости полета самолета в процессе набора высоты осуществляется алгоритмами САУ. Имитационная модель САУ должна воспроизвести процесс такой перебалансировки редуцированной модели динамики траекторного движения самолета по тангажу при одновременном обеспечении выдерживания задаваемых значений ^р^ад или M^ .
Рис. 1. Структурная схема полуавтоматического управления при наборе высоты
Рассмотрим алгоритмы формирования программного управления по тангажу Фпр для двух указанных режимов - стабилизации V^,6 и MНВ, которые отслеживают изменение в процессе набора высоты балансировочного угла тангажа. С методической точки зрения предварительно рассматривается режим набора высоты с постоянной воздушной скоростью VНВ, поскольку на
его основе далее строится основная часть алгоритмов для выдерживания V^,6 и MНВ . Вычисление значения тяги двигателей на номинальном режиме работы обеспечивается имитационной моделью тяги двигателей.
С точки зрения механики полета [6] набор высоты с постоянной воздушной скоростью рассматривается как установившийся. При наборе с постоянной приборной скоростью или постоянным числом Маха воздушная скорость меняется, и данные режимы рассматриваются как неустановившиеся. В обоих случаях другие параметры полета: угол атаки, угол наклона траектории, перегрузка - изменяются медленно. Алгоритм формирования ^пр как для установившегося, так и для неустановившегося режимов основывается на аэродинамическом расчете параметров траектории набора высоты [6].
Расчет параметров установившегося набора высоты
Воспользовавшись известными уравнениями движения центра масс самолета в вертикальной плоскости
V = g(nxa - sin 0) 0 = V (nya - C0S 0l
полагая для установившегося набора высоты V = 0 , получаем
. лНВ РНВcos(a + фр)-Xa PНВ -Xa
sin 0НВ = nxa =------------^^a »------------------------, (1)
mg mg
где
р НВ
5 - располагаемая тяга двигателей при наборе высоты, поскольку режим осуществляется на неизменном номинальном режиме работы двигателей.
mg
Обозначив коэффициент подъемной силы горизонтального полета Cyai =-------------, коэффициент
qS
р нв
тяги Ср =--------, получим
qS
cP cxa
Пха = “------------- - (2)
cya1
При подъеме самолета с изменением высоты меняются PНВ, Xa , Ya и угол наклона траектории 0 , однако скорость их изменения невелика. Полагая 0 = 0 , получаем
nya = cos 0НВ = PНВ sin(a + jf )+ Ya .
mg
Далее с учетом sin (a + jp ) » a + jp данное выражение преобразуется к виду
НВ = с ya1nya — cP (a0 + jP ) ^
cya = : ~a , (3)
i+cP/ca
где c a - производная коэффициента подъемной силы по углу атаки;
a 0 - угол атаки нулевой подъемной силы.
Таким образом, в каждый текущий момент времени в режиме установившегося набора высоты по этой формуле может быть определена величина c ^, затем по известной для каждого самолета зависимости
cxa = f (cya ) определена величина cxa и далее из (2) и (1) вычислено
значение угла наклона траектории 0НВ . Данная вычислительная процедура является итерационной: для первого приближения полагается с™ = сyi.
НВ a
Далее по уже известным величинам с уа , с y и a о может быть вычислен угол атаки
aНВ - балансировочный угол атаки для данного режима. Переход к углу тангажа осуществляется обычным образом: JHB = 0НВ + aНВ.
Данное значение ФНВ, определенное как параметр опорного движения, представляется целесообразным использовать в качестве управляющего сигнала программного тангажа, обеспечивающего набор высоты самолета с постоянной воздушной скоростью V на номинальном
режиме работы двигателей, а именно, Фзад = Фпр = 0НВ + aНВ .
Расчет параметров неустановившегося набора высоты
Неустановившийся набор высоты характеризуется изменением скорости полета. Однако поскольку этап набора является достаточно длительным, изменение направления вектора скорости при этом невелико. Поэтому аэродинамический расчет режима производится в предположении 0 = 0, как и в предыдущем случае. Величина V определяется способом задания профиля полета. Используем форму задания профиля в виде зависимости V(H), из которой опре-
V' 3V
делим частную производную V = .
Рассмотрев уравнения V/ = g(nxa — sin 0) и H = V sin 0, после преобразований
получаем зависимость sin 0
НВ _ nxag _ nxa
g + V' V 1 + VV
g
1
Обозначив S =----------- . , окончательно
1 + V-V
g
sin 0НВ = nxa О . (4)
xa'
ЭУ
Заметим, что в случае установившегося набора V' =--------= 0 и sin 0 = nxa, что и
ЭИ
было рассмотрено в предыдущем случае. Там же было получено выражение (3) для С ^, которое пригодно и для неустановившегося набора высоты, т.к. было получено из предположения 0 = 0, справедливого и в данном случае. По-прежнему nya = cos 0, однако здесь 0 вычисляется по (4) с учетом V' = ЭV / ЭИ Ф 0 .
Таким образом, процедура вычисления 0НВ, aНВ и в конечном итоге йзад =#пр = 0 +aНВ для случаев неустановившегося и установившегося наборов высоты
одинакова. Разница заключается в необходимости вычисления величины V'.
Вычисление частной производной V'
Определим способ вычисления V' для режима набора высоты с выдерживанием постоян-
НВ
ного заданного числа Маха M = Mзад .
Для данного режима профиль полета задается выражением М(И) = const или, что то же
• ЭМ
самое, М = 0, -= 0 . После перехода к производной скорости звука по высоте, которую
ЭИ
можно вычислить при наличии имитационной модели стандартной атмосферы и преобразований, получаем
V' = МНВ Эаи. (5)
ЭИ
Аналогичным образом определяется способ вычисления V' для режима набора высоты с выдерживанием постоянной приборной скорости V^ зад. Здесь профиль полета задается вы-
Э^
ражением Vnp (И)= const или -------— = 0 и используется производная плотности воздуха по
пр
высоте:
ЭН
у' = - Удр * * Эр н
2 рН/2 ЭН ()
По полученным выражениям (5) и (6) вычисляется величина О и далее формируется программный тангаж Фзад = Фпр для обеспечения режимов набора высоты с выдерживанием постоянных значений числа М и приборной скорости.
Исследование работоспособности сформированных программных управлений по тангажу методом математического моделирования показало, что выражения (1) - (6) в сочетании с редуцированной имитационной моделью динамики траекторного движения обеспечивает выполнение виртуального типового режима набора высоты. Однако точности выдерживания У^^ и
Мзад не являются удовлетворительными (наблюдался уход на 10 % от заданных значений к
концу этапа набора). Данный результат объясняется тем, что принятое при синтезе допущение постоянства угла наклона траектории на небольших временных интервалах распространено на более длительные процессы. Это дало возможность получить достаточно простой алгоритм вычисления 0НВ, но внесло методическую ошибку.
Задача была решена при построении имитационного закона управления по тангажу в виде суммы двух составляющих
ФВ = Фпр + ДФ,
где программное управление
фПР
отслеживает изменение балансировочного угла тангажа, а сигнал стабилизации ДФ устраняет отклонение стабилизируемого параметра от заданного значения по принципу обратной связи:
при стабилизации приборной скорости: ДФ = — к^ДУ, ДУ = У^р4 — V ;
при стабилизации числа Маха: ДФ = —к4ДМ ДМ = Мзад — М .
Итак, имитация полуавтоматического управления набором высоты в ЭСО ВСС реализуется при дополнении модели динамики траекторного движения основного имитационного ПМО модулем «Модель САУ вертикального канала», структура которого показана на рис. 2.
Рис. 2. Структура имитационной модели СА У для реализации виртуального полуавтоматического набора высоты
Сравнение поведения основных параметров виртуального набора высоты: углов а, 0, скоростей У и Уу, расхода топлива и т.д., полученное при выполненном моделировании, показало их хорошее совпадение с параметрами процесса набора высоты, полученными на полноразмерном стенде полунатурного моделирования с полной моделью динамики движения самолета и реальной аппаратурой САУ.
Имитатор пульта управления САУ и имитатор РУДов в ЭСО ВСС должны быть выполнены с использованием графического пакета, с обеспечением возможности посредством «мыши»
задания требуемых величин У^^, М зад, включения режимов САУ и перемещения РУДов.
На экране ЭСО изображение ПУ САУ и РУДов должны сочетаться с изображениями ПУ ВСС и экранов системы электронной индикации СЭИ [2], [4].
ЛИТЕРАТУРА
1. Перегудов Г.Е., Кузнецов С.В. Методические аспекты разработки электронных тренажеров авионики // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Авионика и электротехника, №71, 2003. С. 74-80.
2. Кузнецов С.В., Осипцов А.В., Перегудов Г.Е. Виртуальное моделирование систем и комплексов авионики // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Авионика и электротехника, № 48, 2002. С. 64-71.
3. Невская И.Р. Алгоритм имитационного моделирования в БЦВМ // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Авионика и электротехника, № 48, 2002. С. 72-77.
4. Невская И.Р. Алгоритмическое обеспечение имитатора тракторного движения самолета в электронном средстве обучения вычислительной системы самолетовождения // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Авионика и электротехника, № 71, 2003. С. 90-96.
5. Невская И.Р. Аспекты разработки электронного средства обучения вычислительной системы самолетовождения // Третий международный симпозиум «Аэрокосмические приборные технологии»: Сборник материалов. - С.-Пб., 2004. С. 56-59.
6. Бочкарев А.Ф., Андреевский В.В. Аэромеханика самолета. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1985.
IMITATING MODEL OF A CLIMB CONDITION IN AN ELECTRONIC MEANS OF TRAINING
AIR NAVIGATION COMPUTING SYSTEM
Nevskaja I.R.
The article addresses an Integrated Flight System reduced model that in combination with the software of the Flight Management System Electronic Training Means simulates a virtual mode of climb the parameters of with are similar to a typical climb of a nonmaneuvering aircraft.
Сведения об авторе
Невская Ирина Романовна, окончила МИЭМ (1969), заместитель руководителя программы ОАО «Московский институт электромеханики и автоматики», автор 14 научных работ, область научных интересов - имитационное моделирование процессов самолетовождения, электронные средства обучения для авионики.
