CC BY
155
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Т ом ХХІІ 199 1 М3
УДК 629.735.33.016 + 629.735.33.075/.077
ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
А. Г. Обрубов, А. А. Погодаев
Исследуется возможность увеличения топливной эффективности пассажирских самолетов при заходе на посадку. Показано, что расход топлива можно уменьшить за счет оптимизации схемы захода на посадку (более позднее начало выпуска механизации крыла, сокращение числа этапов ее ручного выпуска) и путем автоматизации управления закрылками и предкрылками.
Одно из главных направлений повышения общей эффективности пассажирской авиации заключается в снижении расхода топлива. Основная возможность экономии топлива при заходе на посадку достаточно ясна — необходимо сокращать время полета с выпущенной механизацией крыла. Для этого целесообразно уменьшать число этапов выпуска механизации, начинать отклонение закрылков и предкрылков как можно позднее.
На эсплуатируемых пассажирских самолетах полный выпуск механизации крыла при заходе на посадку заканчивается достаточно далеко от взлетно-посадочной полосы (ВПП), еще до входа в посадочную глиссаду. На новых пассажирских самолетах (Ту-204, Ил-96) предусматривается достаточно позднее окончание выпуска механизации: на снижении по посадочной глиссаде, на высоте примерно 300 м, что уменьшает расход топлива.
По-видимому, тенденция к более позднему выпуску механизации будет сохраняться и дальше, однако это может увеличить вероятность ухода на «второй круг» при ошибках летчика. В связи с этим необходимо подтвердить на пилотажном стенде и в летных испытаниях безопасность посадки самолета при более позднем выпуске механизации крыла.
Определенные перспективы по экономии топлива просматриваются и при использовании автоматической системы управления механизацией крыла. Задача состоит в том, чтобы такая система не только выполняла традиционные требования по обеспечению безопасности полета и снижению загрузки летчика, но и дополнительно уменьшала аэродинамическое сопротивление самолета на взлетно-посадочных режимах за счет выбора наивыгоднейших углов отклонения механизации. Это и составляет главное содержание работы.
1. Методика расчета. Задача определения параметров движения и расхода топлива при заходе на посадку пассажирского самолета решалась методом математического моделирования (как с ручной так и с автоматической системой управления механизацией крыла). Для оценки возможности использования разработанных предложений проводилось также исследование методом полунатурного моделирования на пилотажном стенде с участием летчиков-испытателей.
В качестве примера рассматривался современный двухдвигательный магистральный самолет с дальностью полета 3000 км с двумя вариантами управления механизацией крыла: ручной и автоматической.
Под ручным управлением механизацией крыла понимается существующее на пассажирских самолетах программное (по времени) отклонение закрылков и предкрылков, включаемое летчиком на определенной скорости и заданном удалении до ВПП путем отклонения рычага управления механизацией (РУМ). Выпуск механизации на посадке может быть одноэтапным (разовое отклонение РУМ в посадочное положение) или двухэтапным (первое отклонение РУМ — в промежуточное положение, второе отклонение РУМ — в посадочное положение после торможения самолета до заданной скорости).
Отметим такую важную особенность: при ручном управлении механизацией между отклонением закрылков и предкрылков имеется жесткая (неизменяемая) связь.
Под автоматической системой управления механизацией крыла (АСУМК) пони мается независимое от летчика отклонение закрылков и предкрылков, осуществляемое специальной системой по скорости полета. В этом случае летчик на посадке должен выдерживать только заданную программу изменения скорости по удалению до ВПП (торможение) самолета, не вмешиваясь в автоматическое отклонение механизации крыла.
Алгоритмы работы АСУМК выбираются таким образом, чтобы на каждой скорости полета отклонение закрылков и предкрылков обеспечивало заданные запасы до скорости сваливания. Это основное требование по безопасности полета, предписанное Едиными нормами летной годности самолетов (ЕНЛГС)*.
Указанное требование является приоритетным, однако оно может выполняться при различном сочетании отклонений закрылков и предкрылков, поэтому можно выбрать такие углы отклонения механизации, при которых аэродинамическое сопротивление самолета будет минимальным. Это и есть главная идея по использованию АСУМК не только для обеспечения безопасности полета, но и для экономии топлива на взлетно-посадочных режимах. Для выполнения этой задачи необходимо отказаться от традиционного программного отклонения механизации крыла и перейти от жесткой связи закрылков и предкрылков к их независимому отклонению на взлетно-посадочных режимах.
Таким образом, основной особенностью АСУМК, рассматриваемой в работе, является независимое автоматическое отклонение закрылков и предкрылков на посадке.
При математическом моделировании движение самолета вокруг центра масс и траектория полета рассчитывались по уравнениям пространственного движения. В расчетах рекомендованная схема захода на посадку выдерживалась путем математического моделирования имею-
* Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран-членов СЭВ, комиссия по НЛГС, 1985 г.
щейся на самолете автоматической системы захода на посадку, работающей с использованием руля высоты, стабилизатора и двигателей.
Входным воздействием при математическом моделировании автоматической системы захода на посадку являлось программное задание (по удалению £ до ВПП) рекомендованных скоростей полета. При двухэтапном выпуске механизации и, соответственно двухэтапном торможении самолета, давалось две установки на выдерживание скорости: приборная скорость У = 285 км/час при удалении до ВПП Ь= 14 км и V=250 км/час при £ = 8 км.
При одноэтапных выпуске механизации и торможении самолета автоматическая система захода на посадку начинала торможение самолета на удаление £ = 9 км до ВПП.
Расчет расхода топлива производился с удаления самолета до ВПП 16 км (что соответствует выходу самолета на посадочную прямую после четвертого разворота при полете «по кругу» с неотклоненными закрылками на высоте 400 м). Заканчивался расчет расхода топлива при достижении самолетом на посадочной глиссаде высоты 200 м (удаление до ВПП примерно 4 км). Требовалось, чтобы на этой контрольной высоте был окончен полный выпуск механизации крыла и была достигнута заданная скорость планирования.
В расчетах оценивалась эффективность (по экономии топлива) следующих мероприятий, связанных как с изменением схемы захода на посадку, так и с использованием вместо ручной автоматической системы управления механизацией крыла:
— использование наиболее позднего начала выпуска механизации крыла,
— уменьшение количества этапов ручного выпуска механизации крыла,
— использование автоматической системы управления механизацией крыла с целью повышения безопасности полета и получения минимума аэродинамического сопротивления.
2. Схема захода на посадку. Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ) рассматриваемого самолета рекомендует следующую схему захода на посадку и определенную процедуру ручного управления механизацией крыла, см. рис. 1. На этом рисунке обозначено: Н — высота полета самолета относительно ВПП, £ — удаление от начала ВПП, V — приборная скорость полета, а. ру д — угол отклонения рычага управления двигателями, бпр — угол отклонения предкрылков, бз — угол отклонения закрылков. .
После выполнения 4-го разворота на высоте 400 м и при удалении до ВПП £ = 16 км самолет осуществляет горизонтальный полет на приборной скорости V = 350 км/час. При удалении самолета 13,5+ 14,5 км от ВПП производится предварительный выпуск механизации крыла (предкрылки до бпр = 23°, закрылки до 6з=3°) и начинается первое торможение самолета ^ = 350 км/час-+ 285 км/час). При входе в глиссаду (удаление от ВПП 8,5 км) самолет переводится в снижение, выпускается шасси, затем начинается довыпуск механизации крыла (6з = 3°-+37°; бпр = 23°-+ 27,5°) и производится окончательное торможение самолета до заданной по РЛЭ скорости планирования ^=250 км/час). Начиная с высоты 10 м начинается заключительный этап посадки.
В описанной схеме захода на посадку предусмотрен двухэтапный ручной выпуск механизации крыла и двухэтапное торможение самолета. Обратим внимание на такую особенность — на 1 этапе выдерживается определенная последовательность выпуска механизации: внача-
Рис. 1
ле отклоняются предкрылки до бпр= 12°, затем — закрылки (одновременно с дальнейшим отклонением предкрылков). В конце этого этапа выпуска предкрылки отклонены почти полностью (бпр = 23°), а закрылки отклонены незначительно (6з=3°), т. е. на этом этапе происходит практически только выпуск предкрылков.
Опережающий выпуск предкрылков по отношению к закрылкам при заходе на посадку является обычным при ручном управлении механизацией крыла пассажирского самолета. Опережающий выпуск предкрылков позволяет как можно раньше увеличить допустимые и предельные углы атаки, что, в целом, повышает безопасность полета. Однако и при этих условиях имеются примеры, когда не выдерживается одно из главных условий по безопасности полета — требуемый запас скорости до сваливания. Это может быть при ошибках в выдерживании скорости полета или при заниженной рекомендованной скорости полета после окончания очередного этапа выпуска механизации крыла.
Автоматические системы управления механизацией крыла, внедряемые на новых самолетах, имеют такие алгоритмы управления, которые исключают несоответствие между положением механизации крыла и рекомендованной скоростью полета. Вследствие этого при использовании автоматических систем управления механизацией крыла можно будет отказаться от ранее при меняемого принципа опережающего отклонения предкрылков при заходе на посадку и сделать отклонения закрылков и предкрылков независимыми. Это позволяет осуществить такую взаимосвязь между отклонениями закрылков и предкрылков, ко-
торая дополнительно к условиям безопасности полета обеспечивала бы минимум аэродинамического сопротивления самолета, т. е. осуществить. так называемую адаптацию механизированного крыла к скорости полета. Это позволит уменьшить требуемую тягу двигателей и, следовательно, снизить расход топлива.
3. Результат расчетов. В расчетах контролировались следующие параметры продольного движения самолета: высота полета Н, приборная скорость V, удаление от ВПП £, углы отклонения закрылков к предкрылков 15з (бпр), угол атаки а, отношение приборной скорости полета V к скорости сваливания Ус> отклонение рычагов управления двигателями аруд , расход топлива бт.
В качестве примера на рис. 2 приведена зависимость параметров движения самолета от дальности до ВПП при ручной системе управле-
Ртег ипраВлвниг механизацией
......вбнвзтапиый мгшшлдеи*
— 11 " "
Рис. 2
5—«Ученые записки» № 3 б&
ния механизацией крыла для одноэтапного и двухэтапного вариантов 'выпуска механизации крыла.
3.1. Сокращение этапов выпуска и более позднее начало выпуска механизации крыла. Как указывалось выше, обычно ручной выпуск механизации крыла и торможение самолета при заходе на посадку происходят на эксплуатируемых пассажирских самолетах в два этапа. Это связано с безопасностью полета — отклонение механизации крыла требует продольной перебалансировки самолета; при возможном несимметричном отклонении механизации возникают возмущения движения; на этом этапе требуется программное регулирование скорости помета и т. п. Поэтапный ручной выпуск механизации крыла повышает безопасность полета, так как уменьшает вероятность больших ошибок летчика, но в то же время он невыгоден по расходу топлива из-за увеличения времени полета с выпущенной механизацией крыла.
Расчеты показывают, что для рассматриваемого самолета при начальном удалении до ВПП, равном 16 км, и конечном удалении до ВПП 4 км расход топлива при заходе на посадку с двухэтапным выпуском механизации и двухэтапным торможением самолета составляет Ст^90 кг, см. рис. 2.
Переход от двухэтапного выпуска механизации к одноэтапному (и, соответственно, к одноэтапному торможению самолета) на посадке дает экономию топлива ""йт~ 18 кг.
Сокращение расхода топлива объясняется тем, что двухэтапный выпуск механизации крыла начинается достаточно рано и самолет долго летит с почти полностью отклоненными предкрылками (Опр = = 23°), а одноэтапный выпуск механизации крыла может начинаться на 5 км ближе к ВПП.
Однако отметим, что одноэтапный выпуск механизации крыла целесообразно применять на самолетах нового поколения, которые будут иметь систему АСУМК, снижающей загрузку летчика и обеспечивающую высокий уровень безопасности полета. Обратим внимание на то, что и при двухэтапном и одноэтапном выпуске механизации в расчетах была учтена взаимосвязь между отклонением закрылков и предкрылков, в связи с чем в обоих вариантах ручного выпуска механизации яначале отклоняются предкрылки, а затем закрылки.
Еще один аспект проблемы захода на посадку с двухэтапным выпуском механизации крыла связан с большими значениями требуемых ^балансировочных углов атаки, достигающих 15°. Объясняется это двумя обстоятельствами:
— заданием слишком малой промежуточной скорости полета >(У = 285 км/ч при 6=85 т) после первого этапа выпуска механизации .63 = 3°; бпр = 23°), см. рис. 1;
— неудачным выбором промежуточного положения механизации, (соответствующего почти полному отклонению предкрылков и небольшому отклонению закрылков (6Пр = 23°, 6з = 3°); это, с одной стороны, увеличивает допустимые и предельные углы атаки, с другой стороны, требует больших балансировочных углов атаки и заметно увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета.
Двухэтапный выпуск механизации характерен большим запаздыванием отклонения закрылков по сравнению с предкрылками. При одноэтапном выпуске запаздывание существенно уменьшается. Это приводит к тому, что отклонение закрылков, вызывая рост коэффициента
подъемной силы (при постоянном угле атаки), снижает требуемые балансировочные углы атаки.
Последующий эксперимент на пилотажном стенде показал, что летчики поддерживают предложение о переходе к одноэтапному выпуску механизации крыла, если при этом будет использоваться система АСУМК. Это снижает их рабочую загрузку, упрощает пилотирование самолета, снижает балансировочные углы атаки, что в целом расценивается как повышение безопасности полета.
В расчетах было исследовано также влияние на экономию топлива высоты, на которой заканчивается на глиссаде полный выпуск механизации крыла и должна быть установлена заданная скорость планирования самолета. Более позднее окончание выпуска механизации крыла, например, с высоты 300 м (РЛЭ) до 100 м могло бы дать заметное снижение расхода топлива, однако это предложение требует тщательной апробации для ответа на главный вопрос по обеспечению безопасности полета.
По результатам эксперимента на пилотажном стенде летчики-испытатели считают, что за минимальную высоту, на которой должен быть окончен выпуск механизации крыла, следует принять высоту 200 м (по РЛЭ эта высота равна 300 м).
3.2. Использование автоматической системы управления механизацией крыла. Как уже упоминалось, алгоритмы работы АСУМК, рассматриваемые в данной работе, должны одновременно обеспечить как безопасность полета так и минимальное аэродинамическое сопротивление самолета.
Для этого в расчетах при математическом моделировании на каждом значении скорости полета численно решалась следующая система уравнений:
г. п (СХг. п, ер, 3з, 3пр) = ———— ,
р ист
шах (ер, Оз, 3пр) I,69 г. П,
Сх (схг^ п, ер, К 8пр) -+ т!п,
. т (аг. п, ер, Оз, 8пр) = о .
Здесь обозначено:
Су г. п — коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном полете; й — масса самолета, 5 — площадь крыла, р — массовая плотность воздуха, Кист — истинная скорость полета (менялась программно в зависимости от удаления самолета до ВПП), аг. п, ер — углы атаки и балансировочного отклонения стабилизатора, соответственно; Сушах— максимально достижимое (расчетное) значение коэффициента подъемной силы, при превышении которого наступает сваливание самолета; значение Сушах в зависимости от ф, 6з, бпр задавалось в банке данных самолета; сх — коэффициент аэродинамического сопротивления самолета, т, — коэффициент продольного момента самолета.
Условие Су шах:; 1 ,69 Су г. п отражает записанное в ЕНЛГС требование о 30% — превышении скорости полета над скоростью сваливания
( -у- 1,з) , где Кс — приборная скорость сваливания.
Условие сх -+ тш, соответствует выбору такого сочетания углов отклонения механизации, при которых аэродинамическое сопротивление самолета будет наименьшим.
Условие mz=O соответствует продольной балансировке, которая на рассматриваемом самолете производилась с помощью стабилизатора.
Применялся следующий порядок расчета: вначале на заданной приборной скорости V определялся коэффициент подъемной силы Су Г. п,. затем по условиям безопасности полета находилось требуемое значение Су тах, по которому рассчитывалась зависимость бз (6пр), соответствующая выполнению этого условия. Затем минимизировалось аэродинамическое сопротивление самолета и находились конкретные значения оптимальных углов отклонения закрылков бз и предкрылков бпр. Далее выполнялось условие продольной балансировки самолета стабилизатором и определялись значения СХг. п и 'Р.
Для примера на рис. 3 приведены результаты расчета параметров движения самолета и расхода топлива при заходе на посадку при ис-
1,4-
1Л
1,0
I УПс (рУс)ГЛа
~ I > п } > 19У"/П УГ9 _ 1
Ь,м
{О
Рис. 3
О
пользовании АСУМК. Там же приведены процессы автоматического отклонения механизации крыла. Отличительной особенностью рассчитанных законов АСУМК является иная последовательность в отклонении предкрылков и закрылков, чем при принятой ручной системе управления механизацией. При ручном управлении механизацией вначале выпускаются предкрылки, а затем закрылки; при оптимальном автоматическом управлении вначале должны быть выпущены закрылки, затем предкрылки.
На рис. 4 показана зависимость 6з (бпр) , реализуемая при использовании ручной (/) и автоматической (2) систем управления механизацией крыла (АСУМК). Этот график демонстрирует принципиальное изменение процесса отклонения механизации при переходе к АСУМК.
Опережающий выпуск закрылков перед предкрылками при использовании АСУМК приводит к существенному снижению требуемых балансировочных углов атаки при снижении. При ручном управлении механизацией углы атаки достигают 15° (двухэтапный выпуск) и 11° (одноэтапный выпуск), а при использовании АСУМК углы атаки остаются в пределах 8°, что весьма положительно оценивается летчиками при эксперименте на пилотажном стенде. Такое уменьшение балансировочных углов атаки однозначно было оценено как повышение безопасности полета.
Алгоритмы АСУМК допускают некоторый произвол в характере отклонений закрылков и предкрылков (это определяется реализуемым процессом торможения самолета). Выпуск механизации может быть как непрерывным, так и с несколькими отключениями. Однако желательно, чтобы число отключений в выпуске механизации не превышало 3-х (для экономии ресурса переключающих устройств).
Так же как и при ручном управлении механизацией крыла, наибольшая экономия топлива с использованием АСУМК достигается при одноэтапном торможении самолета. Поэтому в дальнейшем АСУМК исследовал ась именно с таким вариантом торможения самолета.
Расчеты показывают, что использование АСУМК сокращает расход топлива при заходе на посадку двухдвигательного пассажирского самолета примерно на 25 кг (начальное удаление самолета до ВПП 16 км, конечное удаление 4 км), см. рис. 5. Эта экономия топ-
1—ручная система управления механизацией; 2—АСУМК Рис. 4
Расход топлива при захаое
1—одноэтапный выпуск; 2—двухэтапный выпуск механизации
Рис. 5
лива складывается из перехода к одноэтапному торможению самолета от двухэтапного (ЛСт"'=' 18 кг), что оправдано только при использовании АСУМК, и выбора наивыгоднейшего сочетания углов отклонения закрылков и предкрылков (ДОт",=,7 кг).
Суммарная полученная экономия топлива составляет всего 0,2% . от рейсового расхода топлива рассматриваемого самолета, однако применение АСУМК в целом дает другие заметные преимущества перед, ручной системой управления механизацией. Эти преимущества выявились при эксперименте на пилотажном стенде, который позволил сделать вывод о том, что главный выигрыш при использовании АСУМК заключается в упрощении техники пилотирования самолета на посадке, уменьшении требуемых балансировочных углов атаки, что, в целом,. оценивается летчиками как повышение безопасности полета.
Рукопись поступила 3// 1990 г.
