Повышение безопасности полета в условиях турбулентности спутного следа путем автоматизации режима директорного захода на посадку Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

__________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXXI 2 000

№1—2

УДК 629.735.33.015.077

ПОВЫШЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА В УСЛОВИЯХ ТУРБУЛЕНТНОСТИ СПУТНОГО СЛЕДА ПУТЕМ АВТОМАТИЗАЦИИ РЕЖИМА ДИРЕКТОРНОГО ЗАХОДА НА ПОСАДКУ

В. Е. Грязин

Рассмотрены пути повышения безопасности полета в условиях турбулентности спутного следа, позволяющие уменьшить допустимые расстояния между самолетами при заходе на посадку. Показано, что при использовании бортовой системы обнаружения вихрей спутного следа и автоматизации режима директорного захода на посаду можно существенно уменьшить опасность воздействия спутного следа. Ослабление воздействия вихрей осуществляется путем выполнения бокового маневра уклонения и подключения дополнительных органов поперечного управления.

1. В настоящее время для уменьшения вероятности попадания самолета в спутный след установлены минимально допустимые разделяющие расстояния между самолетами при заходе на посадку по одной и той же глиссаде [1]. Эти расстояния устанавливаются в зависимости от веса самолетов. Естественно, что введение разделяющих расстояний уменьшает частоту взлетов и посадок, а значит, и пропускную способность аэропортов.

При уменьшении разделяющих расстояний неизбежно возрастает вероятность попадания самолетов в спутный след, так как вихри спутного следа не успевают разрушаться.

Проведенное ранее полунатурное моделирование на тренажере [2] показало, что, по мнению летчиков, воздействие спутного следа становится опасным, когда момент крена, наведенный спутным следом, приближается к максимальному располагаемому моменту крена от органов поперечного управления самолета. Такие большие моменты крена возникают только тогда, когда траектория полета самолета пролегает вблизи оси одного из вихрей спутного следа. Поэтому существует две возможности ослабить воздействие вихрей на динамику самолета:

— исключить приближение самолета при заходе на посадку к вихрям спутного следа;

— повысить эффективности органов поперечного управления.

В нормативных документах (FAR, АП) минимально необходимая эффективность органов поперечного управления определяется через время перекладки самолета из крена 30° в крен -30° при полном отклонении рычага управления по крену. Это фактически определяет время, необходимое для устранения бокового отклонения при заходе самолета на посадку. Максимальная эффективность органов поперечного управления в нормах не ограничивается. Однако известно [3], что чрезмерная эффективность приводит к ухудшению пилотажных характеристик самолета. Поэтому, если используются дополнительные органы поперечного управления, то они должны парировать воздействие спутного следа, но не изменять пилотажные характеристики самолета в нормальных условиях эксплуатации.

Ранее были предложены алгоритмы бортовой системы обнаружения вихрей спутного следа [4]. Такие алгоритмы могут быть реализованы на современных самолетах с цифровым оборудованием (информационные системы, система электродистанционного управления). Система обнаруживает вихри спутного следа путем вычисления наведенных ими возмущений. Эту информацию можно использовать для автоматизации режима директорного захода на посадку — выполнение маневра уклонения от вихрей спутного следа и подключение дополнительных органов поперечного управления. В качестве дополнительных органов поперечного управления рассматриваются интерцепторы, так как на взлетно-посадочных режимах полета, при выпущенной механизации крыла, они достаточно эффективны и обладают высоким быстродействием.

При расчетах и полунатурном моделировании на тренажере использовались исходные данные самолета среднего класса (G « 20 т; / = 30 м).

2. Алгоритмы маневра по уклонению от вихрей спутного следа и алгоритмы автоматического управления интерцепторами. Алгоритмы обнаружения вихрей спутного следа описаны в работе [4]. При разработке этих алгоритмов были использованы методы оптимальной фильтрации, позволяющие по бортовым измерениям вычислить ряд параметров поля скоростей спутного следа. Решение о попадании самолета в спутный след принимается в том случае, когда наведенная им угловая скорость крена

йт превышает по модулю выбранное пороговое значение Асох. Исследования показывают, что в качестве порога срабатывания системы можно выбрать величину Люх =0,03 рад/с. С одной стороны, такая величина порога достаточна, чтобы исключить ложные срабатывания системы при маневрировании самолета и воздействии умеренной атмосферной турбулентности, см. рис. 1. С другой стороны, она обес-

Рис. 1. Зависимости средне'квадратичного отклонения сигнала системы обнаружения вихрей спутного следа (тт^ и относительной интенсивности вихрей

Г/Го на расстоянии Ь за тяжелым самолетом от интенсивности атмосферной турбулентности <т№

печивает своевременное обнаружение следа, что позволяет летчику осуществить маневр по уклонению от вихрей. При заходе на посадку в условиях сильной турбулентности для исключения ложных срабатываний система обнаружения вихрей спутного следа отключается. В этих условиях попадание самолета в интенсивный спутный след маловероятно, так как при сильной турбулентности циркуляция вихрей спутного следа Г быстро уменьшается [1], рис. 1.

После срабатывания системы обнаружения рассматривается два варианта управления самолетом. В первом случае летчик осуществляет маневр по уклонению от вихрей спутного следа с последующим возвращением к заданной траектории захода на посадку (управление осуществляется элеронами). Одновременно парируется наведенный спутным следом момент крена с помощью автоматического управления интерцепторами. Во втором случае маневр по уклонению от вихря не осуществляется. Летчик стабилизирует заданную траекторию захода на посадку, используя элероны, а интерцепторы автоматически парируют воздействие спутного следа.

Маневр уклонения осуществляется путем подачи в систему директор-ного захода на посадку дополнительного сигнала заданного крена Ау^. Этот сигнал, наряду с сигналом заданного крена, который формируется системой директорного захода на посадку, подается на стрелку команднопилотажного прибора и используется летчиком для управления по крену. После прекращения действия возмущения сигнал Ду^ обнуляется. Значение сигнала Ду^ формируется следующим образом:

Цгу;1¥2;о)хм, — рассчитанные системой обнаружения значения вертикального и бокового ветра и наведенной следом угловой скорости крена соответственно.

Таким образом, максимальное значение заданного крена равно 10° и реализуется на высотах более 80 метров. Ниже это значение линейно уменьшается до нуля. Такой алгоритм формирования Ду^ оправдан по следующим соображениям. Во-первых, известно [5], что с точки зрения летчиков энергичное маневрирование по крену на малых высотах полета нежелательно. Во-вторых, характерная высота расположения вихрей спутного следа составляет 60 — 40 метров. Поэтому, если обнаружение спут-

(

|Дум> |- (ФуФг ) при (ФуФ2) * ((О**,)

О^Ду^-^п (ФуФ2) при 51ёп фуф2) = вгдь (а

где

10° при Н > 80 м;

----- при 30м>#>80м;

50 ;

0 при 30м > Н.

ного следа происходит на малой высоте, это означает, что либо интенсивность вихря невелика, либо он располагается на относительно большом расстоянии от траектории полета. В этих случаях нет необходимости совершать энергичный маневр по уклонению от вихря. Величина sign (Wy ■ Wz) определяет направление выполнения маневра уклонения, т. е. знак заданного крена. В случае если направление маневра уклонения совпадает с действующим возмущением sign(^ ■Wz) = sign((dxw), т. е.

вихрь помогает выполнить маневр уклонения, величина заданного крена уменьшается вдвое.

Автоматическое управление интерцепторами после срабатывания системы обнаружения спутного следа осуществляется по закону, изображенному на рис. 2. Здесь величина 8™х зависит от высоты полета:

Я > 40 м;

20 м < Я < 40 м;

Я <20 м.

Плавное отключение интерцепторов к высоте 20 метров производится для исключения их вмешательства в процесс управления на этапе выравнивания самолета, где летчик решает задачу стабилизации нулевого угла крена. В качестве максимального значения отклонения интерцепторов выбирается величина 30°, так как до этих значений момент крена интерцепторов рассматриваемого самолета практически линейно зависит от угла отклонения интерцепторов. При больших отклонениях эффективность интерцепторов резко уменьшается. Следует отметить, что эффективность интерцепторов фактически равна эффективности элеронов. Поэтому при их подключении общая эффективность органов поперечного управления удваивается. Из рис. 2 видно, что интерцепторы подключаются одновременно со срабатыванием системы обнаружения

вихрей |cow |=0,03рад/с. Величина , при которой интерцепторы отклоняются на максимальное значение, определяется из условия полной компенсации интерцепторами момента крена, наведенного спутным сле-

д* _^ин 2F,no

дом a>xw -—“-----------rJU •

Рис. 2

30°

при

™°1 Я~20 ,

30 I —г-— I при

20

0

при

3. Методика полунатурного моделирования. Цель полунатурного моделирования на тренажере состояла в оценке работоспособности предложенных алгоритмов автоматического управления интерцепторами и алгоритмов бокового маневра по уклонению самолета от вихрей. Для этого было проведено многократное моделирование директорного режима захода на посадку с участием летчика-испытате-ля. Моделировался случай продольного пересечения самолетом спутного следа под небольшим пространственным углом, см. рис. 3. Такая ситуация возможна при заходе самолетов на посадку по одной и той же глиссаде на небольшом разделяющем расстоянии.

При моделировании используется четырехвихревая модель спутного следа [6]. Основные параметры модели — интенсивность вихрей; положение вихревой пары относительно заданной траектории, см. рис. 3, варьируются случайным образом. Это позволяет учесть разнообразные варианты встречи самолета со спутным следом и не позволяет летчику приспособиться к действующим возмущениям. Для упрощения задачи полунатурного моделирования рассматриваются прямолинейные вихри спутного следа, хотя в действительности из-за синусоидальной неустойчивости Кроу они могут иметь сложную пространственную структуру. Воздействие пространственного поля скоростей спутного следа на аэродинамику самолета (приращения сил и моментов) моделируется с помощью методов, описанных в работе [7].

Сравниваются три варианта управления самолетом:

— система обнаружения и уклонения от вихрей спутного следа не используется — вариант 1;

— система обнаружения работает, интерцепторы автоматически парируют воздействие спутного следа, маневр уклонения от вихрей не производится— вариант 2;

— система обнаружения работает, интерцепторы автоматически парируют воздействие спутного следа и одновременно осуществляется маневр уклонения от вихрей спутного следа — вариант 3.

Все эти три варианта управления самолетом рассматриваются последовательно при одинаковых параметрах спутного следа, что позволяет получить объективные оценки летчика. Следует отметить, что при этом воз-

„Глиссада

С путный след

Г»

Я,

исеада;

.дРУу/дг

■Щ г

Рис. 3. Геометрические параметры спутного следа

действие спутного следа на самолет совпадает только до момента обнаружения вихрей. В дальнейшем оно сильно зависит от выбранной манеры управления.

В качестве показателя опасности воздействия спутного следа на самолет используется общепринятый параметр / — отношение наведенного следом момента крена к максимальному управляющему моменту элеронов. Отметим, что этот параметр используется даже в том случае, когда для управления используются дополнительные органы поперечного управления — интерцепторы.

При полунатурном моделировании на тренажере после завершения каждого режима захода на посадку фиксируется пилотажная оценка летчика PR. Она определяет управляемость самолета и безопасность выполнения режима захода на посадку в условиях спутного следа. В качестве шкалы пилотажных оценок используется десятибалльная шкала, предложенная в работе [4], см. таблицу. Кроме того, в процессе моделирования фиксируются следующие характерные параметры движения самолета:

Ушах j 5э тах и Zmax — соответственно максимальные значения угла крена, угла отклонения элеронов и бокового отклонения самолета от глиссады, зафиксированные в процессе выполнения режима захода на посадку; т

8эин=1/г/|8э(0|А — интегральная оценка загруженности летчика

О

при управлении по крену.

Шкала пилотажных оценок для случая встречи со спутным следом

Оценка Общее описание Детальное описание

1 Первый уровень оценок Управляется с легкостью Не распознается

2 Едва распознается

3 Распознается — легко управляется

4 Второй уровень оценок Требуется компенсация, но выдерживается довольно хорошее положение при окружающей турбулентности Раздражает, но легко компенсируется

5 Нежелательно — требует умеренной компенсации пилота

6 Очень нежелательно — требует наилучшей компенсации пилота

7 Третий уровень оценок Тяжело для управления, постоянный уход от желаемого положения Управляем, но с трудом

8 Управляем, но при экстремальном напряжении — заход на посадку может быть прерван

9 Граница управляемости — требуются максимальные мастерство пилота и усилия для избежания катастрофы

10 Не управляем Потеря самолета

4. Анализ результатов моделирования. На рис. 4 приведены переходные процессы, иллюстрирующие директорный заход на посадку при трех вариантах управления. Здесь: 5Э и 8ИН —отклонение элеронов и ин-

г.Ъ*,ч У и.» 8, Т Бса автоматизации

2.2,. и у II,« 5, ~ 8™ С внтерцепторани

Рис. 4. Режим директорного захода на посадку при трех вариантах управления

терцепторов, соответственно; Нч2 — траектория полета в вертикальной и горизонтальной плоскости, соответственно; у — угол крена; 2М, — положение оси ближайшего вихря спутного следа относительно оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Из рисунка видно, что при третьем варианте управления, путем выполнения маневра по уклонению от вихря спутного следа удается избежать опасного воздействия спутного следа, / < 1. Судя по высказываниям пилота, маневр по уклонению от вихрей не вызывает затруднения; в процессе выполнения маневра воздействие спутного следа практически не ощущается пилотом; после завершения маневра и облета зоны вихря спутного следа летчик до момента приземления успевает устранить боковое отклонение самолета от оси ВПП. Поэтому летчик высоко оценивает режим захода на посадку РК = 2,5. Иначе обстоит дело при первом и втором вариантах управления. В обоих случаях траектория полета проходит вблизи оси вихря спутного следа. Величина наведенного вихрем момента крена достигает больших значений / « 2 . В результате летчику приходится использовать все свое мастерство, чтобы избежать катастрофы и совершить посадку в пределах ВПП. Естественно, что его пилотажные оценки очень низки: РК = 8—9.

Всего было промоделировано по 50 режимов директорного захода на посадку для каждого варианта управления. Обобщенные результаты приведены на рис. 5—8. Анализ приведенных результатов показывает, что при первом варианте управления летчику удается успешно парировать воздействие спутного следа (утах <10°; 2тах <30 м) пока величина / не превышает 1. При больших значениях / , когда элероны выходят на ограничение 8тах =25°, отклонения параметров движения самолета резко возрастают и достигают опасных значений, рис. 5, 6. Естественно, что при

• Беа автоматизации В С интерцепторами

о С интерцепторами и маневром уклонения от вихрей

Рис. 5. Максимальное значение угла крена при директорном режиме захода на посадку

♦ Вез автоматизации в С интерцепторами I . м ОС интерцепторами и маневром уклонения от вихрей

4

♦ ♦

♦ ♦ * ♦

♦

Л „ й в 9 & В

щ Ий? вЧв>

О 0,5 1 1,5 2 2,5 /

Рис. 6. Максимальное боковое отклонение самолета от заданной траектории при директорном режиме захода на посадку

4 Без автоматизации В С интерцепторами

О 0,5 1 1.5 2 2;5 (

Рис. 7. Максимальное отклонение элеронов при директорном режиме захода на посадку

этом возрастает загруженность летчика при управлении по крену и ухуд-шаются его пилотажные оценки, см. рис. 8.

При втором варианте управления, за счет подключения интерцепторов, практически вдвое повышаются возможности самолета по парированию воздействия спутного следа. Поэтому даже при />1 летчику удается сохранить параметры движения самолета в допустимых пределах (Ушах <10°;2тах <30 м), см рис 5, 6. Однако при />1,5 летчику приходится отклонять штурвал в крайнее положение, что приводит к ухудшению его пилотажных оценок. Попарное сравнение первого и второго вариантов управления при одинаковых параметрах спутного следа показывает, что в ряде случаев подключение интерцепторов не приводит к существенному улучшению пилотажных оценок. Для примера на верхнем рис. 8 пунктирными линиями показано изменение параметра / и оценок летчика для

PH 8

6

2

О -ь

0 0,5 1 1,5 2 2^5 (

8

в

2

О х---------1--------1---------)■ I---------1----

О 0,5 1 1,5 2 2,5 [

Рис. 8. Пилотажная оценка летчика Р11 и интегральная оценка за-

Т

грузки летчика при управлении по крену 8ЭИН =1/7^|8э(Г)|<*

О

при директорном режиме захода на посадку

двух реализаций посадки. Объясняется этот факт тем, что интерцепторы, отклоняясь автоматически, могут некоторое время полностью компенсировать воздействие спутного следа. В результате самолет не отклоняется от заданной траектории и попадает в центр вихря, где даже суммарной эффективности органов поперечного управления не хватает для компенсации возмущения.

Как видно из рис. 8, наилучшая ситуация, с точки зрения летчика, складывается при третьем варианте управления, когда выполняется боковой маневр по уклонению от вихрей спутного следа (РЯ<4). Здесь величина / не превышает единицы, так как траектория полета пролегает достаточно далеко от центра вихря. Причем, как пилотажная оценка, так и по-

♦ Без автоматизации В С интерцепторами О С интерцепторами и маневром уклонения от вихрей

♦ •

♦ ♦ ♦ ♦ я

V ♦«л ♦ ♦а Г • Ап ^ * 0 В , в ♦ ( IIі В 1 в в в

V о_ ♦ V *Р О в

ов “

О С интерцепторами и маневром уклонения от вихрей

► ♦ ф ♦ и ♦

1 ► ♦ »♦ ♦ вв в в в

« « ♦♦ ♦ 1» ♦ • В ВВ8Э в в а вв в в

О 4 ООО оа оо гтптги тяи со кжвв о 0 в 0

ОВ

казатель загруженности летчика не зависят от параметра /. Происходит это потому, что при / <1 интерцепторы практически полностью компенсируют воздействие спутного следа, и задача летчика во всех реализациях одинакова — выполнение бокового маневра с последующим возвращением к заданной траектории захода на посадку.

Приведенные результаты показывают, что при использовании бортовой системы обнаружения вихрей спутного следа и автоматизации режима директорного захода на посаду (использование дополнительных органов поперечного управления и бокового маневра по уклонению от вихрей спутного следа) можно существенно уменьшить опасность воздействия спутного следа.

Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект № 98-01-00174)

ЛИТЕРАТУРА

1.Kindel W, Heintsch T. Influence of wake vortices on a landing aircraft, a task for realtime-flightsimulation. — Aircraft Flight Safety. — International Conference Proceeding, Zukovsky, Russia. — 1993.

2. G r y a z i n V. E. Research on aircraft flight safety in wake turbulence conditions through pilot-in-the-loop simulation. — Investigation of Vortex Wake Evolution and Flight Safety Problems // Trudy TsAGI. — 1997. Vol. 2627.

3. Зайчик Л. E., Л я с н и к о в В. В., Пе р е б ат о в В. С., Родченко В. В., С а у л и н В. К. Расчетная методика определения оптимальных характеристик поперечной управляемости неманевренных самолетов со штурвальным управлением // Труды ЦАГИ. — 1990. Вып. 2477.

4. G г у a z i n V. E., Р о у e d i п о k V. М. Algorithms of vortex wake detection and flight-director control for executing wake-avoidance maneuvers. — Investigation of Vortex Wake Evolution and Flight Safety Problems // Trudy TsAGI. — 1997. Vol. 2627.

5.Stuever R. A., Stewart E. C. The role of simulation in determining safe aircraft landing separation criteria // Proceeding of the Aircraft Vortex Conference. — 1992. A2070/FA227.

6. К о n i g R. Aircraft response and pilot behavior during a wake vortex encounter perpendicular to the axis // AGARD-CP-470. — 1989. Flight Adverse Environmental Condition.

7. G 1 u s h k о v N. N. Application of the equivalent form method to the problems of unsteady aerodynamics. — Investigation of Vortex Wake Evolution and Flight Safety Problems// Trudy TsAGI. — 1997. Vol. 2627.

Рукопись поступила 3/IX1998 г.