CC BY
57
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА Серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники.
Безопасность полетов.
УДК 629.7.017.1
ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ РАЗРАБОТКИ КРИТЕРИЕВ ОЦЕНИВАНИЯ ОСНОВНЫХ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВС ГА В ПРОЦЕДУРЕ СЕРТИФИКАЦИИ ЭКЗЕМПЛЯРА ВС
Г.Е. МАСЛЕННИКОВА Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье описан подход к решению задачи разработки критериев оценивания основных летных характеристик ВС ГА в процедуре сертификации экземпляра ВС. На примере анализа статистических материалов оценки характеристик самолетов типа Ан-24 показаны взаимосвязи критериев оценивания и показана возможность разработки рекомендаций по улучшению основных летных характеристик экземпляра ВС.
Любые проверки экземпляра ВС имеют своей целью оценку соответствия характеристик конкретного экземпляра пространству, ограниченному условиями эксплуатации, оговоренными соответствующей эксплуатационной документацией.
К числу основных эксплуатационных ограничений относятся:
• ограничения по прочности (максимальная взлетная масса, максимальные эксплуатационные перегрузки, максимальные скорости полета и т.д.);
• ограничения, связанные, в основном, с летными характеристиками ВС (потребные длины ВПП, температуры наружного воздуха, диапазон центровок, максимальные взлетные массы по характеристикам тяговооруженности, максимальные высоты и дальности полета);
• ограничения, связанные с работой систем (ограничения по силовой установке, по высотной системе, по АБСУ и др).
В общем виде процедура сертификации экземпляра ВС должна подтверждать применимость области эксплуатационных ограничений типа для конкретного экземпляра ВС. В части летных характеристик необходимо, используя систему выбранных критериев, показать, что ограничения условий эксплуатации по условиям взлета и посадки, температурам наружного воздуха, диапазону центровок, максимальной высоте и дальности полета, приведенные в эксплуатационной документации, применимы для конкретного экземпляра.
При этом, в случае использования исключительно качественных критериев, достоверность оценивания полностью зависит от квалификации инспектора, дающего эту оценку. В случае использования количественных критериев возможна и количественная оценка достоверности и точности соответствия. Таким образом, количественные критерии являются предпочтительными. Получение количественных оценок предполагает использование информации бортовых средств объективного контроля (СОК), т.е. информации, регистрируемой штатными бортовыми регистраторами полетной информации. Объем полетной информации, регистрируемый СОК различных типов ВС, различен.
Допустим, что действующие нормы летной годности применимы для типа в многомерном пространстве В0, а отдельного экземпляра - в пространстве В. Задача оценки соответствия может быть поставлена как задача определения области Е, в которой область В, ограничивающая условия эксплуатации экземпляра ВС, отличается от области В0, ограничивающей условия эксплуатации типа. В этом случае для определения области В необходимо на экземпляре ВС проводить весь тот комплекс работ, который был выполнен при сертификации типа для определе-
ния области В0 . Достоверность оценивания в этом случае будет максимальной, но стоимость работ - соответственно тоже.
С другой стороны, задача оценивания может быть поставлена как определение на основе вектора измерений А критериев Х, свидетельствующих о попадании экземпляра в область В0 с вероятностью Р. В этом варианте вероятность Р определяется вектором измерений А, критериями Х и стоимостью работ, которая может быть оптимизирована. Иными словами, задача разработки критериев может быть поставлена как задача оптимизации измерений и стоимости работ при заданной вероятности определения соответствия.
Минимально возможная стоимость работ достигается в том случае, если в качестве измерений используются записи штатных бортовых систем объективного контроля, а в качестве исходного материала - материалы рейсовых полетов, т. е. вектор измерений А задан типом ВС и условиями эксплуатации. В этом случае задача упрощается и может быть сформулирована как задача определения из вектора измерений А критериев Х попадания экземпляра в область В0 с заданной степенью вероятности Р . Связь критериев Х с областью ограничений В0 должна определяться математическими моделями типа ВС, связь критериев Х с вектором измерений А - законами аэродинамики.
Можно привести ряд примеров таких задач.
В скоростной системе осей координат, продольная ось которой Ох направлена вдоль вектора скорости, а перпендикулярная ось Оу расположена в плоскости симметрии самолета, уравнения продольного движения самолета имеют вид:
т = Рх - О - т х є х 8т в ,
Ж
в
&
т¥-¡- = Ру + У - т хg хСоъв
т dwz
= М2ддви + М 2ааэ
Ш
где т - полетная масса самолета;
V- скорость полета;
§- ускорение свободного падения;
О- сила лобового сопротивления самолета; зависит от угла атаки (от скорости и полетной массы) и конфигурации (положение средств механизации);
У - подъемная сила самолета; зависит от угла атаки (от скорости и полетной массы) и конфигурации (положение средств механизации);
12- продольный аэродинамический момент; зависит от угла атаки (от скорости и полетной массы) и конфигурации (положение средств механизации);
Рх , Ру и М2 дв - составляющие тяги двигателей и продольный момент, создаваемый двигателями; зависит от режима работы двигателей (оборотов ТК), скорости, высоты полета, температуры наружного воздуха.
Все основные величины, определяющие область эксплуатации самолета (характеристики взлета, набора высоты, крейсерского полета, балансировочные отклонения рулей и т.д.), могут быть получены из приведенной системы уравнений.
Критерии оценивания, разработанные на основе данных РЛЭ
К числу ограничений условий эксплуатации, приведенных в РЛЭ, относится ограничение максимально допустимой взлетной массы для конкретных условий взлета (температура и давление аэродрома вылета). Это ограничение связано с величиной градиента набора высоты на скорости начального набора высоты (У2) во взлетной конфигурации (шасси убрано). Согласно действующих норм летной годности, величина градиента на барометрической высоте Н=120 м должна быть не менее 3%. Фактический градиент набора высоты определяется по записи средств объективного контроля как:
Щак = 100 * tg в [%], при малых углах = 0 ,
где 0 - угол наклона траектории
я„в = -1ш^ X 3,6
Уист.ср
при малых 0 8т0=0; отсюда:
Яфак = У у ср./У ист. ср.*3,6*100 [%];
У ист. ср - средняя истинная скорость полета, км/ч;
У у ср - средняя вертикальная скорость набора высоты, м/с.
Инженерный критерий определения соответствия фактических характеристик экземпляра характеристике типа :
Лфак - Лтип > 0>
т. е. для обеспечения применимости ограничений условий эксплуатации типа для конкретного экземпляра ВС фактический градиент набора высоты должен быть не меньше приведенного в РЛЭ.
Другим параметром, ограничивающим условия эксплуатации самолета и связанным с летными характеристиками, является длина ВПП (взлетно-посадочной полосы). Фактическая длина разбега может быть определена интегрированием скорости:
tразб
1 разб = | .
0
На практике определение фактической длины разбега не всегда возможно по нескольким причинам:
• на записи МСРП проблематично определить момент страгивания самолета при разбеге его после остановки на предварительном старте;
• часто в условиях эксплуатации разбег выполняется без полного гашения скорости после руления на старт.
Наиболее простым способом можно определить только среднее ускорение разбега после установки двигателям требуемого режима:
Аразб = (Уотр - V,)/ А ,
где У0 - скорость самолета в начале разбега;
Уотр - скорость в конце разбега (перед отрывом самолета);
& - время разгона от скорости У0 до Уотр.
Среднее ускорение разбега типового самолета от скорости У0 до Уотр можно определить по номограммам РЛЭ. Инженерным критерием оценки соответствия может быть отношение
А / А
фак тип •
Для большинства типов эксплуатирующихся ВС допускается уменьшение взлетной тяги маршевых двигателей не более, чем на 2%. Считая, что отношение фактического ускорения разбега к типовому пропорционально взлетной тяге, можно принять, что для обеспечения применимости ограничений условий эксплуатации типа для конкретного экземпляра ВС необходимо выполнение условия:
Афак / А,„»п ^ 0,98.
Максимальная эксплуатационная высота полета (потолок) определяется достижением вертикальной скорости набора высоты Уу=0,5 м/с. Соответствие характеристик экземпляра ВС типу по этому параметру может быть определено через вертикальную скорость набора высоты:
Уунаб = АН / А
или через время набора высоты, интегральную характеристику скороподъемности самолета.
Т набфак - фактическое время набора высоты определяется прямым измерением. Время набора высоты типового самолета определяется из номограмм, приведенных в РЛЭ.
Инженерный критерий соответствия характеристик экземпляра характеристике типа:
Т / Т £ 1 06
набфак набтип 9
Оценить соответствие характеристик крейсерского полета экземпляра самолета характеристике типа можно путем сравнения с данными РЛЭ крейсерских скоростей и расходов топлива экземпляра ВС. Это критерии:
Уфак Уупип и Qфак Qтип .
Так как все описанные выше критерии могут быть получены из двух первых уравнений продольного движения самолета, то между ними теоретически должны существовать значимые взаимосвязи. Рассмотрим взаимосвязи критериев оценки соответствия характеристик экземпляра характеристикам типа на основе массива оценок, полученных в летных испытаниях самолетов Ан-24 после капитального ремонта.
Исследование взаимозависимостей между критериями оценки основных летных характеристик самолетов Ан-24
Исследуемый массив критериев соответствия получен в летных испытаниях 63-х самолетов Ан-24 после капитального ремонта. Результаты расчета коэффициентов взаимной корреляции различных критериев приведены в табл. 1.
Таблица 1
афак/тип Тфак/тип*) Уфак-тип**) Офак-тип***) Мф-№ип (ср)
афак/тип 1,000
Тфак/тип -0,016 1,000
Уфак/тип -0,135 -0,370 1,000
Офак/тип -0,019 -0,275 0,700 1,000
Кф-№ип (ср) 0,010 -0,456 0,442 0,352 1,000
*) Отношение фактического времени набора высоты Н=5 км к характеристике, приведенной в РЛЭ.
**) Отношение фактической скорости полета на высоте Н=5 км на номинальном режиме работы двигателей к характеристике, приведенной в РЛЭ.
***) Отношение фактического часового расхода топлива на высоте Н=5 км на номинальном режиме работы двигателей к характеристике, приведенной в РЛЭ.
Из данных, приведенных в табл. 1, видно, что для самолетов Ан-24 наиболее тесно связанными между собой (коэффициент корреляции 0,7) являются критерии оценки характеристик
крейсерского полета по скорости установившегося полета и расходу топлива. Иными словами, для увеличения скоростей крейсерского полета расходы топлива должны регулироваться по верхней границе допустимого диапазона. Обращает на себя внимание тот факт, что по исследуемому массиву экспериментальных данных практически отсутствует связь между оценкой характеристик тяговооруженности на взлете по ускорению разбега и другими критериями оценивания. Так как физически наличие такой зависимости очевидно, то в данном случае полученный результат может быть следствием того, что при оценке ускорения разбега не учитывался ряд факторов, влияющих на результат оценивания. Это, например, уклон ВПП или возможные систематические погрешности моделирования типовых характеристик взлета, приводящие к тому, что результаты оценивания зависят не только от характеристики конкретного экземпляра, но и от параметров оценивания (температура и давление аэродрома, взлетная масса и т.д.).
Для получения количественной оценки взаимосвязи критериев, имеющих между собой значимые коэффициенты корреляции, определены коэффициенты регрессии. В табл. 2 приведены результаты расчета для зависимостей Уфак/тип=/( Qфак/тип);
Тфак/тип =/( Qфак/тип); Кф-№ип =/( Qфак/тип), т.к. существующая технология регулировки маршевых двигателей самолетов Ан-24 позволяет изменять часовые расходы топлива, соответствующие определенному режиму работы двигателей в очень большом диапазоне (от +30 кг/час до -20 кг/час на каждом из двух двигателей).
Таблица 2
Коэф-фици-ент регрессии Стандартная ошибка коэффициента Диапазон изменения параметра оценивания в допустимом диапазоне изменения расхода топлива Диапазон изменения параметра оценивания в допустимом диапазоне изменения расхода топлива с учетом стандартного отклонения
Уфак/тип 0,291 0,04 29 км/час ±4 км/час
Тфак/тип -0,001 0,0005 0,1 ±0,05
Кф-№ип (ср) 0,0072 0,0026 0,7 ±0,26
Графически полученные зависимости критериев оценивания от изменения регулировки расходов топлива представлены на рис. 1-3.
Максимальная скорость на Н=5 км, км/час заявленному в РЛЭ
♦ изменение времени набора высоты при изменении регулировки расходов топлива
Рис. 1. Изменение скорости полета при изменении регулировки расходов топлива
Рис. 2. Изменение времени набора высоты Н=5 км, при изменении регулировки расходов топлива
Рис. 3. Изме измене\ «о (Q 3 а к ф (D ни .е нен ии иентов наб овки расхо 100 1 юра высот Нов топлив ы при а
JQ X ♦
пз а ♦ 60 ■
о пз ♦ » ♦ ♦ *
ш о £ .? ♦ • *
О т- -3,00 -2 о . о ♦ 0 ♦ ■ 2,00
♦
о пз CL ^ J ф
ш ^ ♦ ♦ ♦
с ♦ • ♦
о ♦ Оличие факт <=Z а CL S к о е ч и -120 ■ иентов набор о ♦ ь о о _о в а данных РЛЭ
♦ изменение градиентов набора высоты при изменении регулировки расходов топлива
Рис. 3. Изменение градиентов набора высоты при изменении регулировки расходов топлива Выводы
1. Инженерные критерии оценки соответствия позволяют не только оценить соответствие некоторых летных характеристик экземпляра типовым, но и разработать рекомендации по улучшению основных летных характеристик экземпляра.
2. Улучшения основных летных характеристик самолетов Ан-24 можно добиться регулировкой расходов топлива маршевых двигателей.
3. При увеличении расхода топлива на 10 кг/час скорость крейсерского полета в среднем увеличивается на 4-6 км/час, время набора высоты сокращается на 2%, а градиент набора высоты с одним отказавшим двигателем увеличивается на 0,1%.
THE SOLUTION OF A PROBLEM, WORKABLE CRITERIONS AND ESTIMATION OF THE MAIN FLIGHT CHARACTERISTICS OF AIRPLANES IN CA AND PROCEDURE OF CERTIFICATION
OF A SAMPLE OF AIRPLANE
Maslennikova G.E.
In the article the approach to the solution of a problem of mining of yardsticks of estimation of the main aircraft flight characteristics in a procedure of certification of a copy of airplane is described. On an example of the analysis of statistical materials of an estimation of the characteristics of airplanes such as Ан-24 the intercouplings of yardsticks of estimation are rotined and the capability of mining of the guidelines on improvement of the main flight characteristics of a copy of airplane is rotined.
Сведения об авторе
Масленникова Галина Евгеньевна, окончила МАИ(1977), кандидат технических наук, старший научный сотрудник ГосНИИ ГА, автор 20 научных работ, область научных интересов - летная эксплуатация воздушных судов ГА.
