СТЕНДОВЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЛГОРИТМА ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА КРЕНА ВБЛИЗИ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

http://trudymai.ru/

Труды МАИ. Выпуск № 98

УДК 629.7.05

Стендовые исследования алгоритма ограничения угла крена вблизи

поверхности земли

Козяйчев А.Н.

Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского,

ЦАГИ имени профессора Н.Е. Жуковского, ул. Жуковского, 1, Жуковский, Московская область, 140180, Россия

e-mail: kozyaychev@gmail.com

Аннотация

Работа посвящена стендовым исследования алгоритма ограничения угла крена вблизи земли. Показана актуальность проблемы касания поверхности взлётно-посадочной полосы крылом или мотогондолой для современных пассажирских самолётов. В качестве средства решения данной проблемы предложен алгоритм ограничения угла крена пассажирского самолёта на взлёте и посадке, в котором максимальный допустимый угол крена является функцией высоты полёта. Проведены стендовые исследования предложенного алгоритма.

Ключевые слова: перспективный пассажирский самолёт, безопасность, взлёт, посадка, ограничение крена, пилотажный стенд.

Основные обозначения

О; у - признак стабилизации крена (принимает дискретные значения: 1-стабилизация крена включена; 0-стабилизация крена не включена). Н- высота полёта относительно центра масс; УПР- индикаторная земная скорость; Хв - сигнал управления по тангажу от лётчика; Хн - сигнал управления по рысканью от лётчика. Хэ - сигнал управления по крену от лётчика;

ХЭмах - максимальное отклонение боковой ручки управления (БРУ) для управления по крену;

ХЭОгр - выходной сигнал алгоритма - сигнал отклонения БРУ по крену, идущий в качестве управляющего сигнала в поперечный канал управления;

бИо- сигнал обжатия стоек шасси (бИог сигнал обжатия носовой стойки шасси, вЬо2;з- сигналы обжатия основных стоек шасси); боковой ветер; в- угол скольжения; 5шт- угол отклонения интерцепторов; 5Н- угол отклонения руля направления; 5Э ПР - угол отклонения правого элерона; у- угол крена;

Утах н- заданный максимальным угол крена;

юх- угловая скорость крена;

юу- угловая скорость рысканья;

ВПП - взлётно-посадочная полоса.

Введение

Одной из важнейших проблем, связанных с безопасностью полёта, является проблема предотвращения касания хвостовой частью и крылом ВПП на взлёте и посадке. Данные касания входят в категорию авиационных событий - нештатное касание ВПП (ARC). Распределение числа инцидентов, связанных с нештатным касанием ВПП самолетов с максимальной взлетной массой более 10 тонн, за период с 2004 по 2015 годы приведено на рисунке 1 [1].

Рисунок 1 Инциденты с самолетами, связанные с нештатным касанием ВПП самолетов

с максимальной взлетной массой более 10 тонн [1].

Эти касания создают угрозу безопасности [2-3] и могут нанести серьёзный экономический ущерб. Касания хвостовой частью ВПП, как правило, является следствием нарушения техники пилотирования на взлёте и посадке, проблеме предотвращения касания хвостовой частью ВПП и контролю параметров взлёта и посадки посвящено множество работ [4-9]. Касания крылом или мотогондолой ВПП [10] происходят не столь часто как касания хвостовой частью, но также представляют серьёзную угрозу безопасности полёта. По данным открытых источников [11-12], подтверждённых ссылками на результаты официальных расследований, за последние 10 лет произошло более 20 инцидентов связанных с касанием крылом или мотогондолой поверхности ВПП.

Проблема касания крылом или мотогондолой поверхности ВПП наиболее остро стоит для самолётов схемы низкоплан. Данная схема реализована на абсолютном большинстве коммерческих авиалайнеров.

Для уменьшения риска касания крылом или мотогондолой поверхности ВПП могут использоваться различные способы, такие как комбинированный способ захода на посадку [13-15], обеспечение оптимальной взаимосвязи движения крена и рысканья [16-17], ограничения предельного угла крена при движении вблизи земли [18]. Настоящая статья посвящена стендовой отработке алгоритма автоматического ограничения угла крена на взлёте и посадке, который позволяет предотвратить касание крылом (или мотогондолой) поверхности ВПП при управлении самолётом по крену. Данный алгоритм использует принцип переключения с ручного управления на режим

стабилизации заданного максимального угла крена при опасности его превышения. Синтез алгоритма ограничителя угла крена вблизи поверхности земли описан в работе [19], также в этой работе расчётами показана эффективность работы предлагаемого ограничителя угла крена при движении самолёта вблизи поверхности земли.

Алгоритм ограничения угла крена вблизи земли на влёте и посадке

В алгоритмах комплексной системы управления (КСУ) современных магистральных самолётов реализована функция ограничения угла крена в полёте, которая уменьшает риск непреднамеренного превышения эксплуатационного диапазона угла крена путём повышения спиральной устойчивости за счёт подключения обратной связи по крену в поперечном канале управления. Ограничение угла крена на взлёте и на финальной фазе посадки должно быть жёстким, не допускающим превышения заданного максимального значения. Поэтому для ограничения угла крена на взлётно-посадочных режимах был разработан специальный алгоритм, основанный на принципе переключения с управляющего сигнала лётчика по крену Хэ на сигнал

стабилизации заданного максимального угла крена утах при опасности его превышения. Данный алгоритм разрабатывался для КСУ современных магистральных самолётов, в алгоритмах которых присутствует функция стабилизации угла крена, подключающаяся по принципу совмещенного управления при освобождённых рычагах управления. Схема алгоритма ограничения угла крена вблизи земли представлена на рисунке 2.

Рисунок 2 Схема ограничителя угла крена вблизи земли.

Данный алгоритм предназначен для «жёсткого» ограничения угла крена при управлении БРУ по крену. Принцип действия данного алгоритма следующий: управляющий сигнал от лётчика в поперечном канале управления 5ХЭ = Кшэ • Хэ с учётом весового коэффициента Ку8№ сравнивается с сигналами стабилизации заданного угла крена

Sy_= К 7 (y-y тах) + КГ шх + К-р, 5у+= К-(y+ y max) + К Г Юх + Крогрр ;

где

Уmax = f (H) - нелинейная функция определяющая зависимость максимального угла крена от высоты полёта;

Когр (y - ymax) - сигнал пропорционального управления;

К °гр шх - сигнал демпфирования.

При совместном управлении боковой ручкой по крену и педалями или только педалями или при наличии бокового ветра возможно превышение заданного максимального угла крена. Поэтому для компенсации влияния угла скольжения и улучшения работы ограничителя в данный алгоритм вводится дополнительная связь по

углу скольжения К огр Р.

После сравнения К ^ -8ХЭ и Ь из этих сигналов выбирается сигнал максимальной величины 5тах, после сравнения К ^ -8Хэ и 5у+ из этих сигналов выбирается сигнал минимальной величины 5тЬ. Далее сигналы 5тах и 5тЬ поступают в «Блок переключения» где в зависимости он отклонения рычагов управления по крену происходит переключение между сигналами 5тах и 5тЬ. Логика работы «Блока переключения» представлена ниже:

Ь =

0 при Хэ = 0 и Хн = 0

5тах при Xэ < 0 или (Хэ = 0 и Хн > 0) 5т,п при Хэ > 0 или (Хэ = 0 и Хн < 0)

где

5 - выходной сигнал блока переключения (см. рис. 2).

Далее сигнал 5 пересчитывается в величину отклонения БРУ и ограничивается минимальной и максимальной величиной сигнала. Затем по признаку выполнения ряда условий, представленных ниже в выражении для Хэогр, происходит переключение

между данным сигналом и сигналом управления в поперечном канале от лётчика Хэ. Полученный в результате сигнал Хэогр идет на отработку в тракт управления. Этот

алгоритм можно записать в виде:

X

Э ОГР

-X

Э МАХ

X.

при -Х Э МАХ ^

5,

к

ШЭ

5,

к

при -Х Э МАХ <

5,

ШЭ

к

<Х

Э МАХ

ШЭ

Х

Э МАХ

при ХЭ МАХ -

кШЭ

при (С у = 1 и Н - Н0) или Н > Н0

при О у = 0 и Н - Н0

Отключение данного алгоритма происходит либо по признаку стабилизации крена - Оу, либо при превышении высоты Н=Н0. Высота Н0 выбирается таким образом, чтобы обеспечить плавный переход от «жесткого» ограничителя угла крена вблизи земли к ограничителю угла крена в воздухе. Признак стабилизации О; у вырабатывается в алгоритме совмещённого управления, который интегрирован в алгоритмы КСУ современных и перспективных магистральных самолётов.

Более подробно алгоритм ограничения угла крена при движении самолёта вблизи поверхности земли, а также процесс его синтеза, описан в работе [19].

Стендовые исследования ограничителя угла крена вблизи земли на влёте и

посадке

Стендовые исследования движения самолёта с алгоритмом ограничения угла крена вблизи поверхности земли проводились на пилотажном стенде НИО-15 ЦАГИ с

участием лётчиков испытателей. Исследования ограничителя угла крена проводились

<

<

>

на примере среднемагистрального пассажирского самолёта с максимальной взлётной массой 74 т. КСУ самолёта включает весь набор функций штурвального управления присущих современным магистральным самолётам. В модели КСУ самолёта учитывались временные запаздывания как по сигналам обратных связей, так и по сигналам прямого управления, обусловленные цифровой реализацией КСУ. Также при моделировании использовались нелинейные модели приводов органов управления.

Максимально допустимый угол крена на взлётно-посадочных режимах определяется геометрией самолёта и зависит от высоты полёта. Для стендовых исследований максимальный угол крена принимался следующим утах = утахН (см.

рис. 3)

70

60

50

40

30

20

10

утах Н . [град]

-

-

-

1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 Н [м] 1 1 1 1

о

20

40

60

80

100

Рисунок 3 Максимальный заданный угол крена В ходе стендовых исследований выполнялось моделирование взлёта, захода на посадку и ухода на второй круг. Результаты представлены на рисунках 4-9.

При выполнении взлётов и уходов на второй круг с максимально возможным углом крена на пилотажном стенде не удавалось достичь утах. Самолёт отслеживал утах с заметным запаздываньем, что было отмечено лётчиками как недостаток данного ограничителя крена (см. рис. 4).

Рисунок 4 Взлёт самолёта Видно, что после отрыва самолёта от ВВП рассогласование между текущим креном и максимально-допустимым составляет -4 градуса, а далее по мере возрастания высоты, рассогласование увеличивается и к высоте 20 м составляет более 8 градусов.

Данное поведение самолёта было оценено лётчиками как недостаток так как ограничивает маневренные возможности самолёта.

Для устранения этого недостатка алгоритм ограничителя был доработан в части формирования заданного значения максимального угла крена с целью внесения опережения, а именно:

У

Г ТУ-* у + К _-_у

(шах Н у гг1 л ' тахН

Т. • * +1

тах (шах Н

При выборе параметров Ку и Ту предъявлялось требование что бы текущий угол крена не превышал заданный максимальный угол крена более чем на 1°. На рисунке 5 представлены результаты стендового моделирования взлёта с максимальной дачей БРУ по крену в момент непосредственно перед отрывом основных стоек шасси, при этом максимальный угол крена не был превышен и отслеживается с достаточной степенью точности. На рисунке 6 представлен фрагмент моделирования полёта с максимальными дачами БРУ по крену при снижении и при полёте на малой высоте вдоль ВПП. Как видно, максимальный угол крена не был превышен, несмотря на то, что были реализованы довольно большие угловые скорости крена до |юх|~17 град/с. В обоих случаях при интенсивных дачах максимальный угол крена не был превышен и

отслеживался очень точно.

20 25 30 35 40 45 65 70 75 80 85 90

Рисунок 5 Взлёт самолёта Рисунок 6 Маневрирование по крену на

малой высоте

Для оценки влияния ограничителя угла крена вблизи земли на характеристики управляемости самолёта при посадке с боковым ветром проводилось моделирование посадок как с постоянным боковым ветром, так и с порывом ветра на малой высоте. На рисунке 7 представлены результаты моделирования посадки самолёта при порыве ветра на малой высоте. Видно, что даже при посадке с сильным боковым ветром ^2=18 м/с) при управлении БРУ и педалями самолёт не превышает заданный максимальный угол крена утах н.

100 -1 О -|-1-1-1-(-

100 105 110 115 120

Рисунок 7 Посадка с порывом бокового ветра На рисунках 8-9 представлены результаты моделирования посадки с постоянным боковым ветром. Видно, что при управлении педалями (выравнивание самолёта вдоль оси ВПП) и слабом вмешательстве лётчика в управление по крену алгоритм ограничения угла крена вблизи земли задействован в управлении, препятствуя увеличению угла крена, вызванного скольжением.

Рисунок 8 Посадка с боковым ветром

Рисунок 9 Посадка с боковым ветром

^^=20 м/с

^^=15 м/с

По результатам стендового моделирования лётчиками было отмечено, что использование данного алгоритма не меняет стереотип управления. Характеристики управляемости в поперечном канале изменяются при подключении ограничителя угла крена вблизи земли, но в данном случае приходится находить компромисс между изменениями характеристик управляемости самолёта по крену в близи земли и защитой от касания земли консолью крыла. Также лётчики отметили, что

использование предлагаемого алгоритма снижает нагрузку на лётчика в условиях посадки с боковым ветром и повышает комфорт управления.

Выводы

Представлен алгоритм автоматического ограничения угла крена среднемагистрального пассажирского самолёта вблизи поверхности земли, использующий принцип переключения сигнала управления на сигнал стабилизации максимального угла крена при опасности превышения заданного максимального угла крена.

Предложенный алгоритм надёжно ограничивает угол крена как при управляющих действиях лётчика, так и при ветровых порывах, предотвращая касание крылом или мотогондолой поверхности ВПП. Представленный алгоритм имеет ряд преимуществ над системой предотвращения касания крылом ВПП описанной в работе [20], таких как: простота реализации и интеграции в алгоритмы системы управления, данный алгоритм не требует установки дополнительных датчиков на самолёт, сравнительно простая структура алгоритма.

В ходе стендовых исследований подтверждена эффективность алгоритма ограничения максимального угла крена вблизи земли. Лётчиками были высказали рекомендации по улучшению работы алгоритмов, которые были реализованы. Проведённые исследования показали, что предлагаемые алгоритмы автоматического ограничения угла крена в составе КСУ современных магистральных самолётов

эффективно предотвращают касание самолётом поверхности ВПП на режимах взлёта и посадки при ошибках пилотирования.

Библиографический список

1. Анализ состояния безопасности полётов в гражданской авиации Российской Федерации в 2015 году. Федеральное агентство воздушного транспорта 2016. URL: http://szfavt.ru/wp-content/uploads/2016/05/Анализ-по-БП-2015-год.pdf

2. CIAIAC Report EXT A-001/2012 Afghanistan, «Accident involving an MD-83 aircraft, registration EC-JJS, operated by Swiftair, S.A., at the Kandahar Airport (Afghanistan), on 24 January 2012». URL:

http://www.fomento.gob.es/NR/rdonlyres/D6DBFF93-784E-4DE6-8DB7-C88CB93ECEB8/121436/2012 Ext Afganistan ENG1.pdf

3. Aviation Safety Investigation Report 199501887. Boeing Co, B747 26 June 1995. URl: https://www.atsb.gov.au/media/4932954/199501887.pdf

4. Диденко Ю.И., Космачев В.Н., Кузьмин П.В, Лишина Л.В., Шелюхин Ю. Ф. Автоматическое ограничение угла тангажа на взлетно-посадочных режимах // Техника воздушного флота. 2000. № 6. C. 20 - 26.

5. Wendi M. DeWitt, David P. Eggold, Monte R. Evans, Mithra M.K.V. Sankrithi, Stephen L. Wells, Aircraft Tailstrike Avoidance System, Patent No: US 2002/0066829 A1, Jun. 6, 2002.

6. Маркин Н.Н. Угловое движение пассажирского самолета при отрыве от взлетно-посадочной полосы // Труды МАИ. 2017. № 93. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=80343

7. Лебедев Г.Н., Гатич С.А. Система автоматического управления пробегом летательного аппарата после приземления // Труды МАИ. 2013. № 63. URL: http: //trudymai. ru/published.php?ID=3 6120

8. Глубокая М.Г. Облик бортовой системы поддержки принятия решений на этапе взлёта пассажирского самолёта // Известия Российской Академии Наук. Теория и системы управления. 2009. № 3. С. 105 - 121.

9. Глубокая М.Г. Метод контроля взлёта по функции эффективной взлётной массы. // Ученые записки ЦАГИ. 2009. Т. XL. № 1. С. 82 - 91.

10. Antonio Filippone. Advanced Aircraft Flight Performance, Cambridge University Press, 2012, pp. 321-323. DOI 10.1017/CB09781139161893.

11. The Aviation Herald. URL:

http://avherald.com/h?search term=wing+tip+strike&opt=0&dosearch= 1 &search.x=28&sear ch.y=13

12. Aerolnside. URL: https://www.aeroinside.com/item/7883/eastern-e145-at-newcastle-on-dec-5th-2015-wing-tip-strike-on-landing

13. Boeing 737 NG Flight Crew Training Manual, Revision 15, June 30, 2016. URL: http://eperf.egyptair.com/Boeing/B738/B738-FCTM-Rev15-30Jun2016.pdf

14. Airbus. Flight Opérations Briefing Notes. Landing Techniques. Crosswind Landings FOBN Reference: FLT_OPS - LAND - SEQ 05 - REV 03 - MAR. 2008. URL: https://skybrary.aero/bookshelf/books/179.pdf

15. Bombardier Global Express BD-700-1A-10 Flight Crew Operating Manual (FCOM), CSP 700-6, 2013, vol. 1, Revision 78.

16. Десятник П.А. Козяйчев А.Н. Оценка различных способов обеспечения оптимальной взаимосвязи движения крена и рысканья современного высокоавтоматизированного магистрального самолёта // Материалы XXV научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского, 27-28 февраля 2014: сборник трудов. - М.: ЦАГИ, 2014. С. 122 - 123.

17. Диденко Ю.И. Козяйчев А.Н., Лысенкова Н.Б. Повышение безопасности полёта вблизи земли за счёт снижения реакции самолёта по крену на отклонение педалей // Материалы XXIII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского, 01-02 марта 2012: сборник трудов. - М.: ЦАГИ, 2012. С. 94 - 95.

18. Диденко Ю.И. Козяйчев А.Н., Кузьмин П.В. Повышение безопасности полёта вблизи земли путём автоматического ограничения предельных углов крена // Материалы XXIII научно-технической конференции по аэродинамике, п. Володарского. 01-02 марта 2012: сборник трудов. - М.: ЦАГИ, 2012. С 93 - 94.

19. Баженов С.Г., Диденко Ю.И., Козяйчев А.Н. Синтез алгоритма ограничения угла крена при движение самолёта вблизи поверхности земли // Ученые записки ЦАГИ. 2016. Т. XLVII. № 3. С.71 - 79.

20. Ashish Kumar, Affrin Pinhero, Cibi Vishnu Chinnasamy, Rajeev.J, Darshan

Kumar.J, and V.R. Sanal Kumar. Flight Control System for Aircraft Wings and Tail Strike Avoidanceduring Takeoff and Landing // International Journal of Research in Engineering and Technology (IJRET), 2013, vol. 2, no. 6, pp. 316 - 321.