CC BY
182
УДК 629.735.015:681.3
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ В УСЛОВИЯХ ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУР НАРУЖНОГО ВОЗДУХА, ВЕТРА И ОТКАЗОВ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ И ПОСАДКЕ
М.Д. БЕКМУХАНБЕТОВ, С.М. БОРИСОВ, В.Е. МАЛЮГИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
С помощью математического моделирования получено влияние высоких температур наружного воздуха, ветра и отказов функциональных систем при заходе на посадку и посадке самолета Ил-96-300.
Ключевые слова: воздушное судно, посадка, температура, ветер, отказ, функциональная система.
1. Вводные замечания
В данном исследовании по результатам математического моделирования анализируются изменения динамики полета самолета Ил-96-300 [1] при возникновении неординарных функциональных отказов в различных внешних условиях на различных участках захода на посадку и посадки, которые недостаточно отрабатываются (или вообще не отрабатываются) летным составом гражданской авиации при прохождении тренировочных программ в процессе обучения и переучивания. Здесь ставится цель, максимально приблизить расчетные случаи к пределам ожидаемых условий эксплуатации и несколько шире этого [2]. Для этого получены результаты расчетов различных отказных ситуаций и даны выводы о возможности благополучного завершения полетов, хотя при этом кроме психологического барьера существует множество сложностей и тонкостей техники пилотирования.
2. Исследование динамики полета самолета при заходе на посадку и посадке с заклиненным в полетной конфигурации стабилизатором
Выявление отказа управления стабилизатором в полетной конфигурации наиболее вероятно перед снижением с эшелона. Убедившись в достоверности отказа управления стабилизатором, экипаж воздушного судна (ВС) может рассчитывать на восстановление его работоспособности в более низких (теплых) слоях атмосферы. Однако в проведенном расчете исследуется случай заклинивания стабилизатора в полетном положении (нулевой угол отклонения), поскольку этот случай является наихудшим для этапов захода на посадку и посадки.
На основании анализа метеоусловий аэродрома посадки и других факторов командир ВС (КВС) принимает решение о продолжении снижения на основной или запасной аэродром и согласовывает его с диспетчером службы движения. Траекторию движения следует выдерживать, исходя из ограничений скоростей, учитывая повышенные значения вертикальной скорости снижения и путевой скорости.
Особенности пилотирования могут в данном случае проявиться на высоте круга на пониженных скоростях, когда максимально будет использоваться руль высоты и механизм трим-мерного эффекта. Выпуск шасси может создать дополнительный пикирующий момент. Сложность состоит в продольной балансировке самолета после выпуска механизации крыла в посадочное положение на глиссаде, т.к. в данном случае предусматриваются крайне неблагоприятные условия при посадочной массе 175 т и предельно передней центровке (0,19), что требует дополнительного отклонения руля. Варианты расчетных случаев представлены в табл. 1.
Таблица 1
Таблица расчетных вариантов захода на посадку и посадки в случае потери управления стабилизатором
N Тем-ра окруж. среды Высота аэродрома, м Центровка Положение стабилизатора, град
1 МСА 0 0,19 0
2 МСА 3000 0,19 0
3 МСА + 30 3000 0,19 0
4 МСА + 30 3000 0,19 -7
Проведенный ВЭ показал следующие результаты:
- параметры траекторий при моделировании согласуются с РЛЭ;
- траектории снижения и посадки при отказе в системе управления стабилизатором на равнинном и горном с повышенной температурой аэродромах практически совпадают, совпадают и значения отклонения руля высоты;
- балансировочные значения отклонения руля высоты в случае заклинивания стабилизатора в нулевом положении достигают -17 градусов по сравнению со штатным вариантом -3 градуса при практически одинаковом угле тангажа 6,5 градуса;
- непосредственно перед касанием ВПП в случае заклинивания стабилизатора в нулевом положении руль высоты приходится отклонять до предела, однако перегрузка и вертикальная скорость в момент касания остаются в допустимых пределах.
3. Исследование динамики полета самолета при заходе на посадку и посадке в случае потери управления внутренними элеронами
Несмотря на незначительность вероятности потери управления внутренними элеронами, этот случай необходимо было теоретически исследовать путем математического моделирования с целью определения технической возможности компенсации влияния такого отказа на полет рулем направления и использованием интерцепторов в элеронном режиме. Необходимым условием возможности продолжения пилотирования ВС является своевременное расцепление штурвалов; при этом должны быть использованы внешние интерцепторы, предварительно выпущенные на 10 градусов.
Основную сложность при этом отказе представляет выдерживание заданного направления движения в условиях бокового ветра как на глиссаде, так и на ВПП. Отказ внутренних элеронов оставляет возможность управления креном на глиссаде с помощью внешних интерцепторов, работающих в элеронном режиме. Однако на ВПП ситуация осложняется тем, что неработающие элероны и находящиеся в тормозном положении внешние интерцепторы не помогают управлению в поперечном канале.
Так как высота и температура атмосферы оказывают несущественное влияние на управляемость самолета, то расчетные варианты захода на посадку и посадки (табл. 2) были максимально приближены к условиям рассматриваемых аэродромов. Боковой ветер - 15 м/с справа рассматривался в совокупности с отклонениями от глиссады (на высоте 150 м) в 60 м в наветренную и в подветренную стороны. Заход на посадку осуществлялся в соответствии с РЛЭ: закрылки в положении 25 градусов, скорость - на 20 км/ч больше расчетной.
Таблица 2
Таблица расчетных вариантов захода на посадку и посадки в случае потери управления внутренними элеронами
N Тем-ра окруж. среды Масса самолета Центровка Ветер, м/с Боковое отклонение, м
1 МСА 175 т 0,19 нет
2 МСА 175 т 0,19 15
3 МСА 175 т 0,19 15 60 наветренн.
4 МСА 175 т 0,19 15 60 подветрен.
Проведенный ВЭ показал следующие результаты:
- параметры траекторий при моделировании согласуются с РЛЭ;
- отказ системы управления внутренними элеронами практически не усложняет пилотирование на глиссаде в условиях бокового ветра 15 м/с даже при исправлении бокового отклонения - расход штурвала в этом крайнем случае лишь кратковременно достигает 100% (при незначительном боковом отклонении расход штурвала не превышает 30%, что вдвое больше случая с исправной системой управления внутренними элеронами);
- на пробеге отказ системы управления внутренними элеронами не усложняет пилотирование, если условия приземления были удовлетворительными: расход руля направления для парирования сильного бокового ветра и отклонения от оси ВПП на 3 м не отличается от случая исправной работы внутренних элеронов.
4. Исследование динамики полета самолета при заходе на посадку в случае потери управления внешними интерцепторами одной консоли крыла
В данном случае рассматривалось влияние потери управления внешними интерцепторами на одной консоли крыла самолета Ил-96-300 на процесс захода на посадку при следующем сочетании неблагоприятных факторов: самолет находится на предпосадочной прямой с боковым отклонением 60 м, в условиях бокового ветра 15 м/с, посадочная масса самолета не менее 175 т. В табл. 3 приведены расчетные варианты захода на посадку и посадки, моделировавшиеся на математической модели (ММ).
Основной интерес в рассматриваемых случаях представляет возможность пилотирования самолета на глиссаде при несимметричной отказной ситуации с внешними интерцепторами, которые помимо тормозящих функций на посадке выполняют совместно с элеронами и функции управления в канале крена. При этом следует учитывать две особенности самолета Ил-96-300: во-первых, внешние интерцепторы расположены значительно дальше от фюзеляжа, чем управляющие внутренние элероны, и включаются в управление только при существенном отклонении элеронов; во-вторых, при заходе на посадку с закрылками, отклоненными более чем на 30 градусов, нейтральное положение внешних интерцепторов -выпущенное на 30 градусов и в управлении они участвуют, несколько уменьшая этот угол. Случай симметричного нейтрального положения внешних интерцепторов при пробеге по ВПП даже при наличии отказов не представляет интереса, так как в штатной ситуации на пробеге интерцепторы, будучи выпущенными в положение 30 градусов на торможение, в управлении не участвуют.
Таблица 3
Таблица расчетных вариантов захода на посадку и посадки в случае потери управления внешними интерцепторами
N Тем-ра окруж. среды Масса самолета Центровка Ветер, м/с Положен. интерцеп Боковое отклонение, м
1 МСА 175 т 0,19 15 30, 30, упр
2 МСА 175 т 0,19 15 0, 30, упр
3 МСА 175 т 0,19 15 0, 0, упр
4 МСА 175 т 0,19 15 0, 0, упр 60 подветрен.
5 МСА 175 т 0,19 15 0, 0, упр 60 наветренн.
6 МСА 175 т 0,19 15 30, 30, упр
7 МСА 175 т 0,19 15 30, 30, упр
В связи с описанным выше худшая ситуация создается при невыпуске или внезапной уборке внешних интерцепторов на одной консоли крыла, когда с другой стороны они оказались в нейтральном положении 30 градусов.
Результаты ВЭ показали следующее:
- ни при каких условиях в случае несимметричного нейтрального положения внешних интерцепторов пилотирование невозможно - с кренящим и разворачивающим моментом элероны и руль направления справиться не могут;
- при убранном положении внешних интерцепторов на снижении по глиссаде эффективности элеронов оказывается достаточно, чтобы парировать воздействие бокового ветра 15 м/с, расход элеронов при этом практически не отличается от штатного варианта и почти все время соответствует отклонениям, при которых интерцепторы в управление не включаются;
- при выпущенном положении внешних интерцепторов на снижении по глиссаде эффективности элеронов оказывается достаточно, чтобы парировать воздействие бокового ветра 15 м/с
- расход элеронов практически одинаков для случаев отказов с разных сторон и мало отличается от штатного варианта, хотя боковое отклонение при возмущениях траектории несколько меньше в случае отказа подветренных интерцепторов;
- боковое отклонение от глиссады в ту или иную сторону на 60 м на высоте 150 м при воздействии бокового ветра в случае убранных внешних элеронов, участвующих в управлении только с одной стороны, ликвидируется полностью к моменту пролета торца ВПП, при этом расход элеронов практически одинаков и кратковременно достигает 100%;
- движение по ВПП в случае симметричного положения внешних интерцепторов практически не отличается от штатного варианта, так как на пробеге интерцепторы не участвуют в управлении.
5. Исследование динамики полета самолета при заходе на посадку и посадке в случае невозможности перемещения всех четырех секций руля высоты
Для пилота, имеющего любую подготовку, пилотирование самолета при отказе (заклинивании) всех четырех секций руля высоты, является психологически трудной задачей. В такой ситуации возможны ошибки и запоздалые действия экипажа по расцеплению штурвалов, балансировке стабилизатором и др. Повышенные конструктивные требования к элементам управления рулем высоты и совершенство технологии вселяют уверенность в надежность управления. Но тем не менее исследование последствий указанного отказа, осложненного рядом неблагоприятных факторов, представляет практический интерес с точки зрения обоснования возможности благополучного исхода такого полета.
В данном пункте анализируются результаты моделирования трех вариантов полета, представленных табл. 4. При этом аварийная ситуация рассматривалась шире, чем предусмотрено РЛЭ: кроме возможности продолжения полета с уменьшенной на 1/2 эффективностью руля высоты (после расцепления штурвалов) предусматривалась полная невозможность управления рулем высоты. Во всех расчетных вариантах (табл.4) масса самолета 175 т, центровка 0,19, конфигурация крыла - посадочная, положение стабилизатора - балансировочное; аэродром расположен на высоте 3000 м, температура - МСА + 30 градусов.
Таблица 4
Таблица расчетных вариантов захода на посадку и посадки в случае отказа управления рулем высоты
N Режимы работы руля высоты
1 Исправная работа
2 Эффективность уменьшена на 1/2 (по РЛЭ)
3 Зафиксирован в положении 0 градусов
Проведенный ВЭ показал следующие результаты:
- параметры траекторий при моделировании согласуются с РЛЭ;
- продольную балансировку самолета при заходе на посадку в условиях горного жаркого аэродрома обеспечивает отклонение руля высоты на величину менее 2 градусов, т. е. при невозможности управления рулем высоты такую компенсацию легко осуществить триммером или малыми перестановками стабилизатора;
- в варианте посадки по РЛЭ управление рулем высоты ввиду уменьшенной его эффективности вдвое оказывается более широким, чем в штатной ситуации и для обеспечения выравнивания требуется почти полный ход штурвала;
- во избежание касания хвостовой опорой ВПП при приземлении на горном жарком аэродроме движения рулем высоты на выравнивании должны быть более плавными, чем в штатной ситуации, а приземление более жестким;
- при посадке без управления рулем высоты возможно удовлетворительное приземление с помощью одного только стабилизатора, если начать выравнивание на высоте 25 м равномерной перестановкой стабилизатора на кабрирование с постоянной штатной скоростью 0,44 градуса в секунду.
Выводы
Посадка самолета Ил-96-300 в условиях высоких температур наружного воздуха на горном аэродроме характерна большими значениями путевой и вертикальной скоростей при снижении даже в штилевых условиях. Поскольку такие усложнения условий эксплуатации затрагивают в основном продольный канал управления, то и основное внимание было сосредоточено на отказах в системах продольного управления (отказы в системах управления стабилизатором, рулем высоты и закрылками). Поэтому, в зависимости от состояния функциональных систем, экипаж в каждом конкретном случае должен принимать решение о посадке или уходе на запасной аэродром, исходя из оценки трех аспектов:
- допустима ли путевая скорость для движения по ВПП;
- достаточна ли располагаемая посадочная дистанция для безопасной посадки самолета данной массы с данной скоростью;
- достаточно ли ресурсов управления самолетом для эффективного гашения вертикальной скорости на этапе выравнивания без выхода на предельные значения угла тангажа (во избежание касания ВПП хвостовой опорой).
Первые два из указанных аспектов должны оцениваться экипажем в процессе предполетной подготовки и могут диктовать только простейшие дополнительные рекомендации:
- в процессе предполетной подготовки следует ограничивать расчетную посадочную массу самолета и определять особые условия посадки со всеми вытекающими последствиями;
- использовать второй режим торможения (150 атм) с обдувкой колодок тормозов;
- использовать перевод внутренних двигателей на реверс в воздухе на высоте выравнивания;
- не допускать выхода за зону приземления на ВПП ("поляну посадок", согласно Указанию МГА N 158 от 12.08.1981г.).
Третий аспект может быть оценен только на основании опыта ЛЭ и глубокого анализа динамики полета самолета Ил-96-300.
ЛИТЕРАТУРА
1. Руководство по летной эксплуатации Ил-96-300. - М.,1988.
2. Кубланов М.С. Идентификация математических моделей по данным летных испытаний самолета Ил-96-300 // Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования - М.: МГТУ ГА, 1993.
PERCULARITIES OF AIRCRART OPERATION IN CONDITIONS OF HIGH AMBIENT TEMPERATURES, WIND AND SYSTEM FAILURES ON APPROACH AND LANDING
Bekmuhanbetov M.D., Borisov S.M., Malygin V.E.
With the use of mathematical modeling the effect of high ambient temperatures, wind and system failures on approach and landing of I1-96-300 aircraft is estimated.
Key words: aircraft, landing, temperature, wind, denial, functional system.
Сведения об авторах
Бекмуханбетов Мейрамхан Джумабаевич, 1952 г.р., окончил РКИИ ГА (1975), заместитель Г енерального директора - технический директор ОАО Авиакомпании «ЮТэйр», соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 10 научных работ, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта.
Борисов Сергей Михайлович, 1961 г.р., окончил Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (1983), ведущий инженер ГосНИИГА, соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 5 научных работ, область научных интересов - поддержание летной годности и летно-техническая эксплуатация воздушных судов.
Малюгин Владимир Евгеньевич, 1963 г.р., окончил Челябинское высшее военное авиационное училище штурманов (1986), соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 4 научных работ, область научных интересов - летная эксплуатация и безопасность полетов летательных аппаратов.
