CC BY
104
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
УДК 629.735.015
К РАСЧЕТУ ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С УЧЕТОМ УПРАВЛЯЮЩИХ ВОЗДЕЙСТВИЙ
А.С. ДЗЮБА, А.И. ЖЕЛАННИКОВ, Н.Н. КОПЫЛОВ
В работе рассматриваются аэродинамические характеристики и характеристики движения в условиях вихревой опасности в горизонтальном полете на взлетно-посадочных режимах.
В настоящее время актуальной становится проблема обеспечения пропускной способности аэропортов при увеличении объема воздушных перевозок. Одной из главных трудностей реализации подобных планов является проблема обеспечения вихревой безопасности полетов в районе аэродрома. Особенно ярко эта проблема проявляется на этапах эшелонирования, взлета и посадки. Суть проблемы вихревой безопасности полетов заключается в том, что любой летящий самолет оставляет в атмосфере долго живущий вихревой след, представляющий опасность для попадающих в него других самолетов. На больших расстояниях след исчезает. Это связано с его затуханием за счет естественной диссипации вихрей и других явлений. Однако на участках с весьма интенсивным воздушным движением проявляется эффект интерференции следов от различных типов летательных аппаратов (ЛА) [5, 6, 8].
Структура и интенсивность вихревого следа за самолетом зависят от его компоновки, полетной массы, полетной конфигурации, состояния атмосферы, высоты и скорости полета. При полете на большой высоте дальний вихревой след самолета представляет собой два параллельных опускающихся вихревых жгута противоположного вращения. Поведение следа в атмосфере достаточно широко изучено, и само наличие следа на больших высотах не так опасно для ЛА, подвергшегося его воздействию, как на малых. Вход самолета в зону спутно-го следа сопровождается изменением местных скоростей обтекания, что приводит к возникновению дополнительных, неуравновешенных сил и моментов, а, следовательно, к отклонению самолета от исходной траектории. Воздействие спутного следа на самолет и его последующее движение зависит от целого ряда факторов, связанных с летно-техническими характеристиками и режимом полета самолета-генератора и самолета, попавшего в след [1, 2, 3, 4]. При этом самолеты с массой меньшей, чем масса самолета-генератора, подвержены опасному влиянию спутного следа в большей степени. Из-за существенной неоднородности поля возмущений в зоне следа характер входа в него играет важную роль. Для конкретного сочетания самолетов и временного интервала следования особенность возмущенного движения самолета в значительной мере определится условиями входа в зону спутного следа.
Учитывая организацию управления воздушным движением в летной практике и влияние большого числа факторов на перемещение вихрей в пространстве, возможны самые различные условия входа в спутный след [1, 3, 5]. Они, в свою очередь, определяют характер нарастания воздействия, его максимальное значение и вид возмущенной траектории. Наиболее опасны случаи, когда последующий самолет попадает в зону следа под малыми углами к оси вихря. Такой характер попадания наиболее вероятен на глиссаде или после взлета при атмосферных условиях, когда замедляется снижение следа или расхождение вихрей в сторону от оси ВПП [1, 2, 3].
Из анализа авиационных инцидентов [1, 2, 5] видно, что вероятность входа самолета в спутный след на посадке больше, чем на взлете. Это связано с тем, что траектории полета при выполнении захода на посадку по протяженности больше, чем при взлете, где самолеты с меньшей массой и обычно большей тягой могут быстро выходить из опасной зоны. Однако авиационные происшествия и инциденты на взлете имеют место, но точки пересечения
траекторий не всегда очевидны и менее прогнозируемые. Также влияние спутного следа на этапах взлета и посадки опасно тем, что летные экипажи не готовы к воздействию сильных возмущений, а время на их устранение весьма ограничено.
Исследования влияния вихревого следа на аэродинамические характеристики ЛА с учетом экрана и управляющих воздействий на этапах взлета и посадки проводились в нелинейной нестационарной постановке, базирующейся на методе дискретных вихрей (МДВ) [6, 7]. Оценивалось согласование результатов, полученных в ходе численных экспериментов, с данными других авторов [8]. В качестве исследуемых ЛА были взяты самолеты типа Ту-154М, Ту-134, Як-40. Такой выбор обусловлен следующими факторами.
Во-первых, данные самолеты являются представителями разных весовых классов ЛА.
Во-вторых, их система управления наиболее проста при моделировании управляющих воздействий летчика.
В-третьих, с появлением частной авиации данные типы ЛА очень часто эксплуатируются и на больших аэродромах.
Необходимо также отметить, что единой модели действий летчика для всех случаев не существует. Для каждой конкретной задачи разрабатываются свои дискретные или непрерывные модели действий летчика. Для управления или стабилизации какого-либо одного параметра х; установлен следующий вид передаточной функции летчика:
К л е -хР(Тл1Р+1)
Wл (Р)=W Др(Р) = л ^ л1 ;
Дх;
(Тл2Р+1)(ТлзР+1)
ДР
где Дх; = х; - х;зад; Кл =---коэффициент усиления летчика; х = 0,13 с 0,3 с - запаздыва-
ДХ;
ние летчика; -------- - инерционность летчика по приему и распознаванию информации,
1
Тл2 £ 2 с;---------нервно-мускульное запаздывание летчика, Тл3 £ 0,1 с 0,3 с; Тл1Р + 1 -
ТлзР+1
способность летчика работать с упреждением, Тл1 £ 2,5 с. В дальнейшем, придерживаясь данной модели, сделаем следующие допущения:
- проводка управления абсолютно жесткая;
- распределенные массы и жесткости проводки управления заменяются сосредоточенными;
- люфты и силы сухого трения в проводке отсутствуют;
- силы вязкого трения считаются пропорциональными скорости отклонения ручки управления самолетом (РУС) и руля;
- жесткость загрузочного механизма постоянна.
Для отработки модели летчика первоначально были смоделированы штатный взлет и посадка исследуемого самолета типа Як-40. На рис. 1 приведено сопоставление данных летного эксперимента, полученных при выполнении посадки Як-40, и результатов численного моделирования движения самолета по глиссаде. Временной интервал на данном графике соответствует этапам выравнивания и выдерживания до момента касания ВПП. Из графиков видно качественное сходство изменения угла атаки на этапе посадки.
Для подтверждения работоспособности математической модели была смоделирована катастрофа самолета Як-40. Данная ситуация неоднократно рассматривалась в различных работах и статьях [7, 8, 9]. Проведенные исследования показали, что используемая математическая модель адекватно отображает процесс пилотирования ЛА на этапах взлета и посадки, а методика численных экспериментов позволяет получать количественные данные с необходимой точностью.
Рис. 1
Алгоритм моделирования характеристик движения ЛА по свободной траектории с учетом управляющих воздействий следующий. Первоначально по математической модели дальнего спутного следа [1] был сформирован вихревой след взлетевшего и совершившего посадку ЛА с учетом влияния близости земли. В дальнейшем, при прочих равных условиях, в данном следе моделировалось движение исследуемых ЛА. Для самолета Як-40 на этапе взлета были получены траектории движения, представленные на рис. 2.
Траектория движения с учетом управляющих воздействий
Рис. 2. Положение траекторий движения самолета Як-40
Из анализа траекторий движения видно, что в частном случае, когда взлет осуществляется с зажатыми органами управления (модель летчика отключена, самолет сбалансирован), самолет продолжает набор высоты по новой искривленной траектории. А при наличии управляющих воздействий автолетчика ЛА пытается удерживаться на взлетном курсе, пока ситуация не становится критической. Критичность ситуации характерна тем, что след имеет
сложную пространственную спиралеобразную картину течения, представленную на рис. 3, след пересекает ВПП слева направо по направлению взлета и имеет участок с постоянной высотой. Из-за сильного искривления следа за 1 секунду полета исследуемого ЛА центр вихря перемещается с левой консоли крыла на правую. В результате такого сложного пространственного течения при взлете на самолет действуют знакопеременные нагрузки. Первоначально появляется положительный кренящий момент и, как следствие, правый крен с рысканьем. Модель автолетчика стремится устранить данную разбалансировку, в результате чего уменьшается угол атаки и вертикальная составляющая скорости. А уже в следующий момент времени на исследуемый ЛА действует отрицательный кренящий момент, так как ЛА переходит на другую сторону вихря. В результате этого органы управления оказываются отклоненными на ухудшение ситуации, и в сложившихся условиях процесс сваливания в 2 - 5 раз скоротечнее.
Центр правого концевого вихря самолёта генератора
Центр ВПП
Рис. 3. Изменение положения вихревого следа с течением времени (Д1 = 65 с)
Также весьма актуальной проблемой является проблема эшелонирования. Это связано с тем, что присутствие опасных возмущений вблизи земли отслеживается между взлетами и посадками различными техническими средствами, такими как лидары, доплеровские радары, и лазерные ножи. Данные технические средства в совокупности с накопленным опытом позволяют контролировать и прогнозировать поведение опасных возмущений вблизи земли.
Однако использование данных технических средств невозможно на этапе эшелонирования в связи с возможными помехами, вносимыми в оптическое и радионавигационное оборудование. В результате возникшей проблемы многие аэропорты вынуждены увеличивать высоты эшелонов и их количество, а также сортировать эшелонируемые ЛА по классам. Проблема заключается еще и в том, что многие крупные аэропорты расположены вблизи густо населенных мегаполисов, что, в свою очередь, также ограничивает зоны пилотирования и приводит к росту числа эшелонов. Для примера можно сказать, что в районе аэропорта Гонконг количество эшелонов составляет от 10 до 15. В результате система управления воздушным движением весьма усложняется.
Используя разработанную методику численных экспериментов, было исследовано поведение ЛА различных классов при различных параметрах эшелонирования. Для примера рассмотрим случай при эшелонировании самолетов близких классов [5]: Ту-154М и Ту-134. Такой выбор обусловлен тем, что самолеты близких классов могут размещаться на одном эшелоне или на близких по высоте эшелонах. В данном численном эксперименте самолет Ту-154М совершает полет на постоянной высоте с постоянной скоростью на эшелоне, пре-
вышающем эшелон самолета Ту-134, совершающего полет с большей скоростью. В данном численном эксперименте при прочих равных условиях основным варьируемым параметром являлось расстояние от крайней точки консоли самолета Ту-154М. Как показали численные эксперименты, при таком движении ЛА оказывают взаимовлияние. Для примера на рис. 4 приведены значения коэффициентов момента крена для двух случаев. В первом случае самолеты движутся по жесткой траектории (ж.т.), а во втором случае исследуемые ЛА совершают движение по свободной траектории с зафиксированными органами управления (св.т.).
Рис. 4. Изменение коэффициента момента крена Ту-134 при A y=const и Az=var
ЛИТЕРАТУРА
1. Аубакиров Т.О., Желанников А.И., Ништ С.М. Спутные следы и их воздействие на летательные аппараты. Моделирование на ЭВМ. - Алматы: Гылым, 1999.
2. Вышинский В.В. Вихревой след самолета, безопасность полета и кризис аэропортов. - М.: Полет, ЦАГИ, 1998.
3. Филатов Г.А., Пуминова Г.С., Сильвестров П.В. Безопасность полетов в возмущенной атмосфере. -М.: Транспорт, 1992.
4. Желанников А.И. О влиянии на аэродинамические характеристики летательного аппарата скорости его движения в спутном следе // НММ по аэродинамике летательных аппаратов. Нелинейные характеристики. - М., ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1981. С. 125 - 130.
5. Замятин А.Н., Завершнев Ю.А. Натурные исследования структуры и развития вихревого следа среднемагистрального самолета в приземном слое атмосферы // Научно-технический сборник / ЛИИ. 1984. № 163.
6. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. - М.: Наука, 1978.
7. Аубакиров Т.О. Нелинейная теория крыла. - М.: Наука, 1996.
8. Анашкин А.Г., Бондаренко В.М., Желанников А.И. Исследование аэродинамических характеристик самолета Як-40 в дальнем аэродинамическом следе за самолетом Ил-76 // НММ по аэродинамике летательных аппаратов. - М., ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1989.
9. Исследование динамики полета самолета Як-40 №87618 в спутном следе от самолета Ил-76: Отчет о НИР по теме: Исследование функционирования системы "экипаж - воздушное судно - среда" в особых случаях полета. - М., ГосНИИ ГА, 1987.
TO CALCULATION OF AIRCRAFT MOVEMENT IN VIEW OF OPERATING INFLUENCES
Dzuba A.S. Zhelannikov A.I. Kopylov N.N
In work aerodynamic characteristics and characteristics of dynamics of movement in conditions of vertical danger in horizontal flight on take-off-landing modes are considered.
Сведения об авторах
Дзюба Алексей Степанович, 1971 г.р., окончил Иркутское ВВАИУ (1994), начальник отделения
- старший научный сотрудник ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 24 научных работ, область научных интересов - численные методы и их алгоритмическая реализация, аэродинамика малых дозвуковых скоростей, исследования обтекания ЛА в нелинейной нестационарной обстановке.
Желанников Александр Иванович, 1948 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1979), Заслуженный работник высшей школы РФ, действительный член (академик) Академии наук авиации и воздухоплавании, доктор технических наук, профессор, начальник кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор более 150 научных работ, область научных интересов - аэрогидродинамика, численные методы в аэрогидродинамике и вихревые следы.
Копылов Николай Николаевич, 1981 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (2003), адъюнкт кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 5 научных работ, область научных интересов - численные методы и их алгоритмическая реализация, аэродинамика малых дозвуковых скоростей.
