CC BY
118
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Студенческая наука
№ 124
УДК 629.735.015
ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ПРИ ВЫХОДЕ НА БОЛЬШИЕ УГЛЫ АТАКИ
К.О. ЧЕРНИГИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Статья подготовлена под руководством доктора технических наук, профессора Ципенко В.Г.
В статье приведен анализ требований авиационных властей России и Европы к характеристикам устойчивости и управляемости при сваливании, а также к системам его предупреждения. Проведено сравнение назначаемых в зависимости от скорости сваливания характерных скоростей полета. Приведен анализ катастрофы самолета Ту-154М под Донецком в августе 2006 года.
Наука еще не научилась измерять саму подъемную силу самолета, но есть единственный параметр, который непосредственно находится в руках пилота и обеспечивает безопасность полета - это скорость. Для выбора и обоснования скоростей отрыва, набора высоты и планирования, определяющих безопасность взлета и посадки, необходимо знание характеристик устойчивости и управляемости на больших углах атаки, так как указанные скорости зависят от скоростей сваливания самолёта.
Требования к устойчивости и управляемости, балансировке, характерным скоростям полета, а также характеристикам сваливания и системам его предупреждения изложены в отечественных Авиационных правилах, Часть 25 (АП-25), и зарубежных Нормах, например, европейских CS-25. Стоит отметить, что АП-25 создавались на основе американских норм FAR-25, но после издания в 2003 году Европейским агентством по безопасности полетов (EASA) европейских Норм CS-25, американские авиационные власти занимаются активной гармонизацией своих Норм и CS-25.
Согласно АП-25, скорость У5 является земной индикаторной скоростью сваливания или
минимальной скоростью установившегося полета, выраженной в км/ч, при которой самолет управляем при нулевой тяге на скорости сваливания, положении элементов самолета (таких как закрылки и шасси), соответствующем условиям при испытаниях на определение скорости У5, а также наиболее неблагоприятной допустимой центровке. Скорость сваливания У8 должна быть минимальной скоростью, получаемой следующим образом: самолет сбалансирован на режиме прямолинейного полета на скорости не менее 1,2У3 и не более 1,4 У5. На скорости, превышающей скорость сваливания настолько, чтобы обеспечить выдерживание режима установившегося полета, рычаг управления рулем высоты должен перемещаться с такой скоростью, чтобы падение скорости самолета не превышало 1,85 км/ч за секунду.
Сваливание должно демонстрироваться в прямолинейном полете самолета и на виражах с креном 30° при:
1) убранном газе двигателей и тяге двигателей, потребной для выдерживания горизонтального полета со скоростью 1,6 У51 (где У81 соответствует скорости сваливания, когда закрылки
находятся в положении для захода на посадку, шасси убрано и самолет имеет максимальный посадочный вес);
2) при одном неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей на режиме, предписанном РЛЭ для высоты полета с одним отказавшим двигателем, только в прямолинейном полете с углом крена не более 5° на работающие двигатели.
Самолет считается находящимся в сваливании, когда поведение самолета дает пилоту ясный и характерный признак приемлемой природы, что самолет находится в сваливании. Приемлемыми признаками сваливания, проявляющимися отдельно или в комбинации, являются:
1) опускание носа самолета, которое невозможно легко парировать;
2) бафтинг, величина и интенсивность, которого являются сильной и эффективной преградой дальнейшего уменьшения скорости;
3) рычаг управления по тангажу достигает своего упора на себя, и при этом не происходит дальнейшее увеличение угла тангажа при удерживании рычага управления на упоре в течение короткого отрезка времени перед началом вывода из режима;
4) появление крена, которое невозможно легко парировать.
До момента наступления сваливания должна обеспечиваться возможность создавать и устранять крен и рыскание прямым действием рычагами управления. При этом ненормальное кабрирование не допускается. Усилия на рычагах продольного управления должны оставаться отрицательными как перед сваливанием, так и в самом сваливании. Кроме того, должна иметься возможность быстро предотвратить наступление сваливания или вывести самолет из сваливания, нормально действуя рычагами управления.
При сваливании из прямолинейного полета без крена, угол крена, возникающий между моментом начала сваливания и завершением вывода самолета из сваливания, не должен превышать приблизительно 20°. При сваливании из виража движение самолета после сваливания не должно быть таким резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод самолета из сваливания и восстановление управляемости.
На углах атаки вплоть до аСВ не допускается нарушение работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т.п.).
Во время прямолинейного или криволинейного полета с закрылками и шасси, находящимися в любом обычном положении, пилот должен получать ясное и хорошо различимое предупреждение о приближении сваливания с достаточным запасом для предотвращения неожиданного сваливания. Такое предупреждение может выражаться характерными изменениями аэродинамических качеств данного самолета или с помощью устройства, которое будет давать четкое предупреждение на всех ожидаемых режимах полета. Однако для этой цели неприемлем визуальный индикатор, который требует внимания со стороны членов экипажа, находящихся в кабине. Если используется устройство предупреждения о сваливании, следует обеспечить предупреждение при каждой конфигурации самолета. Предупреждение о приближении сваливания должно начинаться на скорости, которая на 7 % выше скорости сваливания (т.е. скорости, на которой происходит сваливание самолета, или минимальной продемонстрированной скорости).
Если предупреждение о сваливании обладает достаточной ясностью, продолжительностью, четкостью и другими подобными качествами, то указанные запасы могут быть уменьшены.
Предупреждение о сваливании при выполнении маневра с пуа > 1 должно начинаться на угле атаки по крайней мере на 3° меньшем угла атаки сваливания.
На всех скоростях в диапазоне от балансировочной скорости до скорости У5 должна иметься возможность опустить нос самолета, чтобы обеспечить быстрый разгон до упомянутой выбранной балансировочной скорости.
Характерные скорости полета нормируются в АП-25 следующим образом.
Минимальная безопасная скорость взлета У2тт, выраженная в виде земной индикаторной скорости, не должна быть менее:
1) 1,2 У5 для турбовинтовых самолетов с двумя или тремя двигателями и турбореактивных самолетов, которые не имеют средств для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе;
2) 1,15 VS для турбовинтовых самолетов, имеющих более трех двигателей и турбореактивных самолетов, которые имеют средства для значительного уменьшения скорости сваливания при одном неработающем двигателе.
Безопасная скорость взлета V2, выраженная в виде земной индикаторной скорости, не должна быть менее скорости V2min . Скорость захода на посадку VREF для всех конфигураций самолета, установленных для захода на посадку, должна быть не менее 1,3 VSI и должна выдерживаться вплоть до высоты 15м.
Минимальная эволютивная скорость VMCG не должна превышать 1,2 VS.
В европейских Нормах CS-25 скорость сваливания VSR определяется как земная индикаторная скорость, которая не может быть меньше, чем скорость сваливания при перегрузке, равной единице. VSR выражается как:
VSR ^ VCmaX , (1)
n.
где VCL max - индикаторная скорость, полученная при первом максимальном значении скорректированного по перегрузке коэффициента подъемной силы при выполнении маневра, описанного ниже;
nzw - нормальная перегрузка при Vclmax .
Также если маневр ограничивается устройством, которое резко опускает нос самолета на выбранном угле атаки (например, толкатель штурвальной колонки), VCLmax не может быть меньше скорости, существующей в момент срабатывания устройства.
В связи с другим подходом в определении скорости сваливания в CS-25 уменьшаются характерные скорости полета, определенные относительно скорости сваливания.
Таблица
Определение характерных скоростей относительно скоростей сваливания
Нормы Значение скорости
АП-25 1,6 Vs 1,4 Vs 1,3 Vs 1,2 Vs 1,15 Vs
CS-25 1,5 Vsr 1,3 Vsr 1,23 Vsr 1,13 Vsr 1,08 Vsr
Так, соответствие требованиям по продольному управлению, путевой и поперечной управляемости, балансировке, продольной статической устойчивости демонстрируется согласно АП-25 при балансировке самолета на скорости 1,4 У51, а в СБ-25 - на скорости 1,3 ¥5т . Статическая боковая устойчивость и динамическая устойчивость определяются в АП-25 на скоростях от 1,2У51. В СБ-25 те же характеристики определяются на скоростях от 1,13 У5т .
Согласно СБ-25 предупреждение о сваливании должно начаться в нормальной конфигурации на скорости , превышающей скорость, на которой сваливание распознается, не менее чем на 9,3 км/ч или 5% земной индикаторной скорости, а в прямолинейном полете с двигателями, работающими на малом газе и самой неблагоприятной центровке - не менее чем на 5,6 км/ч или 3% земной индикаторной скорости, в зависимости от того, что больше. Сработав один раз, предупреждение о сваливании должно продолжаться до тех пор, пока угол атаки не будет уменьшен до значения, при котором предупреждение о сваливании началось.
Вышеизложенные требования делают особые ситуации, связанные с выходом за допустимые углы атаки, событием крайне маловероятным, если не практически невероятным. Однако в эксплуатации такие ситуации происходят гораздо чаще.
В связи с этим примечательна недавняя катастрофа самолёта Ту-154М авиакомпании «Пулково», произошедшая 22 августа 2006 года под Донецком (Украина). Расследование проводилось технической Комиссией Межгосударственного авиационного комитета.
Развитие особой ситуации началось с момента попадания ВС на эшелоне 380 (11600м) в зону турбулентности с интенсивностью от умеренной до сильной. Полет проходил штатно, на числе М ~ 0,8 - 0,83. КВС, второй пилот-стажёр, штурман и бортинженер находились на своих штатных рабочих местах.
Попадание в зону турбулентности с индикаторными вертикальными порывами до 7 м/с дважды привело к кратковременному (менее 1 секунды) срабатыванию сигнализации АУАСП с реализацией вертикальной перегрузки до 1,5 ед. Вопреки рекомендациям РЛЭ экипаж автопилот не отключил.
КВС, с разрешения диспетчера, начал набор эшелона 390 (11900м), вероятно, для обхода зоны турбулентности сверху. Экипаж имел право занять высоту 11900м при текущей полетной массе самолета менее 85 тонн.
Набор эшелона 390 осуществлялся от рукоятки «спуск-подъем» на режиме работы двигателей чуть меньше номинального с включенной АБСУ в каналах крена и тангажа. Фактическая вертикальная скорость набора высоты составляла 8-10 м/с, что в два раза превышало располагаемые вертикальные скорости набора для фактических условий полета и привело к падению скорости полета при выходе на эшелон 390 до 420 км/ч (М - 0.74).
Попытка перехода в режим горизонтального полета на эшелоне 390, наиболее вероятно, была осуществлена экипажем путем включения режима автопилота «стабилизация высоты» при наличии значительной вертикальной скорости набора (8-10 м/с), что в дальнейшем привело к выходу самолета в полете под автопилотом за эксплуатационные углы атаки со срабатыванием АУАСП. После повторного срабатывания АУАСП экипаж (наиболее вероятно, КВС) отключил автопилот по обоим каналам. Дальнейший полет проходил в режиме штурвального управления.
Управление самолетом в канале тангажа осуществлялось КВС некоординированно, что привело к прогрессирующей «раскачке» по тангажу, многократному срабатыванию АУАСП и выводу самолета на закритические углы атаки и режим сваливания. Прогрессирующему выходу самолета на закритические углы атаки способствовало неправильное (ненужное) на данном этапе полета использование КВС механизма электротриммерного эффекта (МЭТ), что привело к неоптимальной работе системы СУУ, а также лишило КВС обратной связи по усилиям и отодвигало стриммированное положение колонки штурвала и порог подключения дополнительного полетного загружателя (ДПЗ) на все большие значения «на кабрирование».
Должный контроль за скоростью и другими параметрами полета, а также своевременная информация КВС о превышении эксплуатационных ограничений со стороны членов экипажа отсутствовали.
Непринятие экипажем мер, предписанных РЛЭ при срабатывании сигнализации АУАСП и после выхода на режим сваливания, привело к попаданию самолета в режим «аэродинамического подхвата» на углах атаки примерно в 3 раза больше допустимых в эксплуатации с переходом в плоский штопор. Самолет с большой вертикальной скоростью и практически без поступательной скорости столкнулся с землей.
Причиной катастрофы самолета Ту-154М ЯА-85185 авиакомпании «Пулково» явился вывод самолета при полете в штурвальном режиме на закритические углы атаки и режим сваливания с последующим переходом в плоский штопор и столкновением с землей с большой вертикальной скоростью.
При отсутствии в Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) самолета Ту-154М и программах подготовки экипажей необходимых рекомендаций по особенностям пилотирования в продольном канале и использования механизма электротриммирования, а также невоз-можности отработки навыков пилотирования самолета в штурвальном режиме на боль-
ших высотах и углах атаки из-за отсутствия пригодных для этого тренажеров экипаж при обходе зон грозовой деятельности и турбулентности допустил раскачку самолета по тангажу и выход за эксплуатационный диапазон углов атаки.
Отсутствие контроля за скоростью полета и невыполнение указаний РЛЭ по недопуще -нию попадания самолета в режим сваливания при неудовлетворительном взаимодействии в экипаже не позволили предотвратить переход ситуации в катастрофическую.
Учитывая материалы расследования катастрофы самолёта Ту-154М авиакомпании «Пулково», следует отметить, что в любой момент развития особой ситуации вплоть до сваливания сохранялась возможность вывода самолёта на эксплуатационные углы атаки в соответствии с рекомендациями РЛЭ.
Профессионального пилота никто и никогда не освобождал от необходимости знаний и умений по предотвращению сваливания в штопор и выходу из него. Ведь в штопор можно сорваться вне зависимости от профессионализма, а оттого, что не все атмосферные процессы прогнозируемы, предсказуемы, наблюдаемы и физически ощутимы. В умении выдерживать расчетную или заданную скорость полета, крен, тангаж, градиент на любом участке полета залог безопасности полета и панацея от попадания в предсрывные или предштопорные ситуации в полете.
ЛИТЕРАТУРА
1. Информация технической комиссии по результатам расследования катастрофы самолета Ту-154М авиакомпании «Пулково» под Донецком 22 августа 2006 года. www.mak.ru
2. АП-25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. - М: Авиаиздат, 2004.
3. CS-25 Book 1, Certification Specifications for Large Airplanes. - EASA, 2003.
AIRCRAFT SAFEY ENSURING AT HIGH ANGLES OF ATTACK
The analysis of the requirements of Russian and European aviation authorities for stability and characteristics and stall warning systems is provided in this article. Also the catastrophe of Russian 2006 is described.
Сведения об авторе
Чернигин Константин Олегович, 1986 г.р., магистрант 5 курса механического факультета
МГТУ ГА, область научных интересов - безопасность полетов ВС.
Chernigin K.O.
controllability, stall Tu-154M in august
