научная статья по теме ОБЛИК БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЙ НА ЭТАПЕ ВЗЛЕТА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА Кибернетика

Текст научной статьи на тему «ОБЛИК БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЙ НА ЭТАПЕ ВЗЛЕТА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА»

ИЗВЕСТИЯ РАН. ТЕОРИЯ И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ, 2009, № 3, с. 105-121

СЛОЖНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИЕ КОМПЛЕКСЫ

УДК 629.735.33.015.075

ОБЛИК БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ ПОДДЕРЖКИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЙ НА ЭТАПЕ ВЗЛЕТА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

© 2009 г. М. Г. Глубокая

Жуковский, ЦА1И Поступила в редакцию 27.10.08 г., после доработки 25.11.08 г.

Дано обоснование нового метода контроля процесса взлета самолета и возможности создания на его основе бортовой системы поддержки принятия решений. Контроль взлета осуществляется путем оценки специально введенной функции, названной "эффективной взлетной массой". Рассмотрен подход, позволяющий сформировать критерий принятия решения о приемлемости процесса взлета и выбрать его параметры. Приведено описание формата отображения информации экипажу о процессе взлета.

Введение. Статистические данные по авиационным происшествиям в классах пассажирских и транспортных самолетов мира показывают, что значительная доля авиационных происшествий, в том числе катастроф на этапе взлета, происходит в результате столкновения самолета с наземными объектами после его отрыва от взлетно-посадочной полосы (ВПП) или вследствие его выкатывания за пределы ВПП [1]. Обе причины зачастую являются следствием несвоевременного принятия экипажем решения о прекращении или продолжении взлета, что приводит к дефициту дистанции, необходимой для торможения самолета или безопасного завершения взлета.

Согласно данным об авиационных происшествиях на этапе взлета, их причинами являются:

1) превышение расчетной взлетной массы самолета;

2) неисправность двигателей;

3) выпущенные интерцепторы;

4) положение закрылков, не соответствующее взлетному;

5) подторможенность колес;

6) загрязненная поверхность ВПП;

7) лопнувшее или спущенное колесо;

8) неснятие самолета со стояночного тормоза;

9) неправильное положение стабилизатора;

10) ранний подъем передней стойки;

11) обледенение самолета.

Многие из перечисленных причин авиационных происшествий связаны с ошибочными действиями экипажа, которые часто проявляются в комплексе с внешними неблагоприятными факторами, такими, как сложные метеоусловия и отказы в системах самолета. Однако во многих слу-

* Работа выполнена при финансовой поддержке гранта молодых специалистов ЦАГИ и программы "Безопасность-XXI"

чаях ошибочные действия экипажа имеют место и в сравнительно простых условиях. Большинство из рассматриваемых нештатных ситуаций приводят к увеличению потребных взлетных дистанций и превышению ими соответствующих располагаемых дистанций вследствие либо малого темпа разбега, либо недостатка подъемной силы, требуемой для отрыва самолета от земли.

Одной из контрольных точек на этапе взлета является прохождение самолетом скорости принятия решения Уъ которая рассчитывается экипажем для каждого конкретного взлета по номограммам из руководства по летной эксплуатации (РЛЭ), исходя из массы самолета, длины и состояния ВПП, параметров окружающей среды и др. В случае если разбег самолета производится с темпом ниже необходимого для нормального завершения взлета, при принятии экипажем решения о прекращении взлета на скорости, близкой к К1, точка, в которой самолет достигает Уъ смещается в сторону конца ВПП. В результате этого резерв дистанций, необходимых как для прерывания, так и для продолжения взлета сокращается. Однако в таких ситуациях обвинять экипаж в несвоевременности принятия решения некорректно. Скорость У1 до сих пор служит единственным критерием принятия решения на взлете [2], которого недостаточно, так как, контролируя на разбеге прохождение У1 по индикатору скорости, экипаж не имеет никакой дополнительной информации о том, в нужный ли момент наступает У1. Таким образом, на этапе взлета наблюдается дефицит информации, имеющейся в распоряжении экипажа. Экипажу необходимо предоставить дополнительную информацию, которая создаст полное представление о приемлемости процесса взлета и поможет своевременно принимать решения.

ГЦ Y

Местная горизонтальная плоскость

L тр. пер у/

П - уклон ВПП

тр. осн

mg

Рис. 1. Схема сил, действующих на самолет при разбеге

Проблема безопасности на этапе взлета остро обозначилась в 1980-е гг. в связи с рядом авиационных происшествий. Решить проблему с помощью существующих в то время средств не удавалось ввиду того, что оборудование самолетов и требования к контролю процесса взлета предусматривали наблюдение только за скоростью самолета. Стало очевидным, что помимо критерия, основанного на скорости принятия решения, необходимо использовать дополнительный критерий, базирующийся на контроле темпа разбега. В связи с обозначившейся проблемой в ведущих зарубежных и отечественных авиационных организациях, таких, как NASA, Boeing, Aerospatiale, НИИАО, ЛИИ им. М.М. Громова, начали проводиться интенсивные исследования, направленные на разработку систем контроля взлета [3].

Несмотря на это, проблема обеспечения безопасности на взлете до сих пор остается нерешенной, о чем свидетельствует тот факт, что ни на одном из современных пассажирских самолетов подобная система не задействована. Причина такой ситуации — сложность реализации и недостаточная надежность многих созданных систем, в результате чего авиакомпании отказались от их использования на борту.

Оценка приемлемости процесса взлета в разработанных методах осуществляется либо путем непосредственного сравнения измеряемого параметра с эталонной величиной, либо путем использования измеряемого параметра для осуществления прогноза дистанции [3]. В качестве контролируемых параметров обычно выступают продольное ускорение или скорость самолета. Выбор данных параметров, на первый взгляд, кажется естественным, поскольку они несут в себе непосредственную информацию о динамике разбега самолета. Однако в реальности эти параметры сложны для контроля, поскольку они имеют нелинейные зависимости от времени, которые

для различных условий взлета (взлетная масса, тяга двигателей, коэффициент трения качения и др.) не эквидистантны. Поэтому допуск на контролируемую характеристику представляет собой нелинейную функцию времени, зависящую также от самой характеристики. Более того, критерии принятия решения должны учитывать, что оцениваемая характеристика может неоднократно заходить за границы допустимых значений из-за наличия интенсивной шумовой составляющей в сигналах измеряемых на разбеге параметров. Подход многих разработчиков к вопросу выбора допуска выглядит математически необоснованным. Поэтому системы демонстрировали частые ложные срабатывания, сопровождающиеся неожиданной для экипажа выдачей сигнала о прекращении взлета. При такой работе системы не только снижается экономическая эффективность ее использования на борту, но также падает доверие к ней экипажа, в результате чего при распознавании системой реальной опасной ситуации экипаж может принять сигнализацию за очередное ложное срабатывание и не предпринять своевременных действий по прекращению взлета.

Автором предложен новый метод контроля процесса взлета, основанный на оценке функции, которая в условиях отсутствия возмущающих факторов является постоянной величиной на протяжении всего разбега, что позволяет упростить процесс ее контроля. Данная функция названа "эффективной взлетной массой".

1. Математическое определение эффективной взлетной массы. Запишем систему уравнений для продольной и нормальной перегрузок самолета на разбеге в связанной системе координат ОХХП (рис. 1)

, "у -

mg mg

Выбор данной системы координат обусловлен тем, что перегрузки, измеряемые бортовыми средствами самолета, определены в связанной системе координат. В системе уравнений (1.1): пх, пу — продольная и нормальная перегрузки самолета; Ех, Яу — составляющие результирующей силы Я по осям ОХ и ОУ; Дкх, Дку — составляющие

силы контакта самолета с землей Рх по осям ОХ и ОУ; т — масса самолета; g — ускорение свободного падения; Ях и Яу в свою очередь определяются следующим образом:

Ях = -Х + Рх, Яу = У + Ру,

где X — аэродинамическая продольная сила; У — аэродинамическая нормальная сила; Рх, Ру — составляющие тяги Р по осям ОХ и ОУ, соответственно. В случае если самолет имеет два двигателя, Рх и Ру рассчитываются по формулам

Рх = 2Рео8(рдВ)ео8(фдв), Ру = 2Рео8(рдВ)81и(фдВ), в которых Р — тяга одного двигателя; Рдв — угол между вектором тяги двигателя и плоскостью ОХ¥, фдв — угол между проекцией вектора тяги двигателя на плоскость ОХУ и продольной осью ОХ.

Введем прямоугольную подвижную систему координат ОХ'УТ, начало которой помещено в центре масс самолета и перемещается вместе с ним, ось ОХ' ориентирована в направлении взлета по касательной к поверхности ВПП в точке расположения проекции центра масс самолета на ось ОХ' (рис. 1). Определим и Дку, входящие в (1.1), как

Ркх = -РТр ео8($ - п) + N - п),

(1.2)

Рку = N ео8(& - п) + Ртр sin(& - п), где Дтр — сила сопротивления трения колес о ВПП, направленная против движения самолета параллельно оси ОХ'. Ее можно представить как сумму составляющих передней и основных опор шасси

Ртр ^тр.пер + ^тр.осн,

N — сила реакции, действующая на шасси со стороны ВПП, ориентированная вверх параллельно оси ОУ'. Ее также можно записать как сумму составляющих передней и основных опор шасси: N = ^ер + ^сн; & — угол тангажа; п — уклон ВПП (положительным будем считать встречный уклон ВПП).

Сила сопротивления трения колес о ВПП связана с силой реакции известным соотношением

= fN, (1.3)

где / — коэффициент трения (на разбеге равный коэффициенту трения качения). Подставив (1.3) в (1.2), имеем

Ркх = N[8Ш(3-П) - f еов(д-п)],

РКу = N [(3 - п) + f - п)].

Введем

К1 = sin(S - п) - f ео8(& - п), К2 = еos(S - п) + f sin(S - п). С учетом полученных выражений перепишем систему (1.1) в виде

Рх - X + NK1 пх = —-1,

п, = Р.+1+1К1. (1.4)

mg mg

Из второго уравнения системы (1.4) выразим N mgny - (Ру + У)

N = ■

К 2

(1.5)

Подставляя (1.5) в первое уравнение системы (1.4), получим

1К1

Рх - X + [mgny - (Ру + У)]

К 2

mg

(1.6)

Обозначив эффективную взлетную массу как т* и принимая т = т*, найдем из (1.6) выражение

для т*:

m*

Р

Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.

Показать целиком