Системы аэромеханического контроля критических состояний. Глава I. Системная безопасность полета самолета (В. Б. Живетин, 2010)

1.1.1. Цели системы аэромеханического контроля

Особенности аэродинамической компоновки современных самолетов обусловили многообразие видов и нестабильностей движений при сваливании и штопоре. При этом повышается резкость сваливания, колебательность, интенсивность вращения и большие скорости снижения в штопоре, что требует от летчика быстрого определения характера режима и четких, правильных действий по выводу из сваливания. Многообразие режимов штопора, ухудшение ориентировки в сложных условиях критического режима полета затрудняет распознавание вида движения, что усложняет обеспечение вывода из критического полета. Кроме того, время принятия решения оказывается критическим при сваливании на малой высоте; возможны ошибочные решения и действия экипажа по управлению воздушным судном.

По этим причинам воздушные судна должны быть оборудованы бортовой системой обеспечения безопасности полетов, включающей как предотвращение сваливания, так и надежный вывод из этого критического режима. Система должна включать автоматизированный режим функционирования предотвращения сваливания и вывода самолета из штопора.

В работе представлены результаты теоретико-экспериментальных основ синтеза и анализа бортовой системы обеспечения безопасности полетов, включая расчет вероятностей критических и катастрофических ситуаций с учетом человеческого фактора.

Поле сил аэродинамического давления, возникающее на поверхности воздушного судна в процессе полета, подлежит контролю и управлению. Это необходимо в первую очередь для обеспечения безопасности полетов и нормативных величин рисков, предотвращения катастроф. Кроме того, в процессе контроля и управления полем сил аэродинамического давления осуществляются экономичные режимы полета, обеспечивая заданную точность и эффектность целевого применения воздушного судна.

Для реализации контроля и управления полем сил аэродинамического давления (ПСАД) создана система аэромеханического контроля, синтез и анализ которой изложен в данной работе, на которые получены патенты [17, 18].

Под системой аэромеханического контроля будем понимать в общем случае установление соответствия между фактическим состоянием поля сил аэродинамического давления на поверхности летательного аппарата (ЛА) (обозначим его Р_ф(S(x,y,z),t)) и допустимым значением – заданной нормой, которая определяет качественно различные области его состояния: области допустимые Ω_доп и критические Ω_кр.

В основу построения системы аэромеханического контроля положены новые функциональные зависимости между перепадом давления, возникающим при полете на верхней и нижней несущих поверхностях воздушного судна и полем аэродинамических сил крыла, вертикального и горизонтального оперений, полученные теоретическим и подтвержденные экспериментальным путем в процессе продувок и летных испытаний.

Таким образом, система аэромеханического контроля осуществляет:

– измерение параметров состояния воздушного судна, подлежащих ограничению из условия безопасности полета;

– определяет критические (допустимые) значения ограничиваемого параметра с учетом возмущающих факторов, обусловливающих риск полета воздушного судна.

Работа системы аэромеханического контроля основана на контроле параметров, создаваемых воздушным потоком в виде ПСАД на несущих поверхностях воздушного судна. При этом создаются условия контроля пространственных режимов полета, когда возникают нестандартные условия обтекания (отличные от установившегося горизонтального полета), контроль которых с помощью существующих систем с целью идентификации области опасных или безопасных состояний воздушного судна невозможен. Так, например, для предотвращения критических состояний воздушного судна, а в итоге катастроф, необходимо контролировать угол атаки крыла α_кр и скорость воздушного потока, обтекающего крыло V_к. Отметим, что современные средства не обеспечивают такого контроля. Они обеспечивают измерение не угла атаки крыла, а угол, образуемый воздушным потоком и горизонтальной осью самолета. Аналогично измеряются не скорость обтекания крыла V_кр, а скорость V_ф набегающего на приемник воздушного давления, установленного на фюзеляже параллельно строительной горизонтали фюзеляжа.

При этом угол атаки крыла и угол измеренной флюгарки совпадают в строго горизонтальном режиме полета, когда γ = β = 0, ω_x = ω_y = ω_z = 0, а также при отсутствии турбулентности набегающего потока воздуха.

Функционально система аэромеханического контроля в результате контроля устанавливает соответствие между фактическими значениями:

– угла атаки крыла α_кр;

– скорости воздушного потока, обтекающего крыло V_кр;

– положения центра тяжести воздушного судна х_Т;

– угла скольжения вертикального оперения β;

– подъемной силой Y правой и левой полуплоскостей крыла воздушного судна и допустимыми значениями этих параметров, определяющими качественно различные области Ω_доп и Ω_кр (допустимые и критические соответственно) их значений.

При этом синтез и анализ системы аэромеханического контроля разработан так, что позволяет учитывать особенности взаимосвязи и взаимовлияния двух систем контроля и управления, формируемые:

– экипажем воздушного судна, т. е. рассматривается человеческий фактор, в том числе ошибки интеллектуальной деятельности [13] человека;

– системой аэромеханического контроля.

Работа этих систем должна обеспечивать в совокупности безопасность полетов и при необходимости взаимокорректировку своих действий и предотвращать катастрофы в условиях взаимодополняемости.

Проведенный объем работ включает:

1) разработку теоретических основ обработки аэромеханической информации для целей предотвращения катастроф;

2) теоретическое обоснование требований к системе аэромеханического контроля согласно нормативным требованиям ИКАО [14];

3) экспериментальную проверку работу системы на серийных вертолетах и самолетах;

4) изготовление опытного образца системы;

5) летные испытания опытного образца системы.

1.1.2. Катастрофы, обусловленные сваливанием: максимальные потери и риски

1.1.3. Основы синтеза аэромеханической системы обеспечения безопасности полета

Отметим, что, согласно данным ИКАО (Международная организация гражданской авиации), величины вероятности катастроф тяжелого коммерческого самолета следующие:

– нормативная 3·10^–7 на один полет (Р_н);

– целевая 1,35·10^–8 на один полет (Р_ц).

При этом Р_н = 3·10^–7 – одна катастрофа на 3·10⁷ полетов.

Факторы риска R, обусловливающие катастрофы воздушного судна, включают:

1) производственные погрешности (дефекты) исполнения силовых элементов, включающих: системы контроля и управления; системы обеспечения внутренних процессов воздушного судна ;

2) профессиональный риск экипажа воздушного судна, в том числе личного состава наземных служб, обусловленных уровнем знания характеристик воздушного судна, надежности рекомендаций по управлению им ;

3) системный риск, обусловленный недостаточным уровенем контроля и дефектами авионики, посредством которой реализуются управления состоянием воздушного судна во внешней среде ;

4) риск, обусловленный недостоверной информацией о состоянии воздушного судна и о состоянии среды, в которой протекает полет воздушного судна .

Проблема оценки вероятности риска полета самолета включает в себя оценку роли каждого фактора риска, а также оценку их суммарной величины.

Раньше при анализе риска катастроф мы шли снизу вверх. Этот путь обладает простотой, но не позволяет получить решение проблемы в целом, а только по отдельным каналам в условиях их независимости.

Однако воздушное судно – это «организм», катастрофа которого, как правило, реализуется во взаимосвязи отдельных элементов, объектов, подсистем, систем.

Для предотвращения летных происшествий, в том числе катастроф, созданы системы, включающие: конструкцию самолета, двигатель и бортовые системы, обеспечивающие эффективность и безопасность эксплуатации воздушного судна.

Сложность построения теории катастроф воздушных судов обусловлена зависимостью события А – катастрофы воздушного судна от факторов риска .

Система управления безопасностью, цель которой – минимизация риска, включает множество подсистем контроля факторов риска на макро– и микроуровнях, создаваемых в процессе разработки и реализации воздушного судна на следующих уровнях:

– стратегической системы (перспективное состояние);

– тактической системы (теории обеспечения безопасности);

– оперативной системы (полет: экипаж; СПКР…);

– системы контроля (текущее состояние техники).

Учитывая сказанное, а также материалы ИКАО, посвященные безопасности полетов, выделим следующие разделы анализа, необходимые для вероятностной оценки авиационных происшествий, включающих катастрофы.

I. Факторы, влияющие на безопасность.

1. Отказы системы.

2. Активный отказ, скрытые условия для отказа.

3. Недостатки в оборудовании.

4. Человеческий фактор.

5. Конструкция системы.

II. Аналитические методы и инструменты анализа безопасности.

1. Статистический анализ.

2. Анализ тенденций.

3. Нормативное сравнение.

4. Моделирование и тестирование.

5. Экспертная панель.

III. Оценка безопасности полетов.

1. Описание системы.

2. Определение опасной ситуации.

3. Оценка серьезности ситуации.

4. Оценка вероятности того, что опасная ситуация будет иметь место.

5. Оценка степени риска.

6. Снижение риска.

IV. Факторы, вносящие вклад в человеческие ошибки – происшествия, аварии.

1. Процедуры.

2. Обучение.

3. Личные факторы.

4. Культура.

5. Организационные факторы.

6. Конструкция, оборудование.

V. Цикл обеспечения безопасности.

1. Выявление нарушения.

2. Оценка риска.

3. Оценка контроля.

4. Коммуникации риска.

5. Действие.

6. Наблюдение за процессом.

7. Выявление нарушения.

Воздушное судно как система для реализации своей цели перемещается в пространстве внешней среды, где пересекается с другими системами, в силу погрешностей методов и средств контроля состояния воздушного судна и управления им при своем функционировании, создавая для ЛА риски R, в том числе катастрофы самолета. К таким системам относятся:

1) система посадки аэродромная, аэродром;

2) система управления воздушным движением (в том числе эшелонирование);

3) системы контроля состояния воздушной среды;

4) организации, включающие человеческий фактор, реализующие контроль и управление системами из пп. 1–3.

При изучении авиационных катастроф будем определять области безопасных или допустимых Ω_доп состояний и опасных Ω_оп состояний воздушного судна.

Воздушное судно в области безопасных состояний способно выполнять, а в Ω_оп не способно выполнять свое целевое назначение.

Предпосылки летных происшествий, аварий, катастроф происходят тогда, когда воздушное судно находится в одной из областей Ω_доп, указанных на рис. 1.2.

Рис. 1.2

Область опасных состояний Ω_оп включает следующие подобласти:

– область Ω_пр, где реализуются предпосылки летных происшествий, возвратных состояний в Ω_доп;

– область Ω_кр критических состояний, где реализуются аварии;

– область Ω_кат катастрофических состояний, где реализуются катастрофы.

Из области Ω_пр возможен выход либо в Ω_доп, либо в Ω_кр. Из области Ω_кр возможен выход в Ω_пр либо в Ω_кат. Из области Ω_кат выход в Ω_доп невозможен.

Отсюда следует, что катастрофа реализуется после отказа системы обеспечения безопасности в целом или ее отдельной подсистемы. Реализация отказа такой системы – это многоуровневый процесс, начинающийся в общем случае с микроуровня – отказа ее элемента, который завершается на макроуровне – отказом той системы, по вине которой возникает катастрофа, т. е. резкое (мгновенное) разрушение.

В процессе предупреждения критической ситуации и вывода из критической ситуации на воздушном судне используются две взаимосвязанные системы контроля:

– система контроля как подсистема интегрального комплекса бортового оборудования;

– интеллектуальные системы экипажа, реализующего управление воздушного судна, при формировании которого экипажем используются информационные данные о состоянии воздушного судна, полученные от интеллектуальных систем.

Информационные потоки на входе этих систем различные в случае, когда:

– совершается установившийся или неустановившийся горизонтальный полет;

– совершается неустановившееся пространственное движение.

Как сказано выше, в случае неустановившегося пространственного движения, что характерно для движения после сваливания, системы контроля интегрального комплекса бортового оборудования не способны формировать достоверную информацию о параметрах траектории движения, и летчик вынужден доверять своей интеллектуальной системе.

Рассмотрим качественную модель системы контроля, формируемую интегральным комплексом бортового оборудования и пилотом на структурно-функциональном уровне.

Синтез системы представлен на рис. 1.3.

На рис. 1.3 приведены следующие обозначения:

U₁ – управление ручное, сформированное экипажем;

U₂ – управление, сформированное бортовой системой автоматического управления;

U₃ – управление полем сил аэродинамического давления;

x*_изм – информация о состоянии поля сил аэродинамического давления;

x_изм – информация от бортовой системы контроля;

ВС – воздушное судно.

Сваливание обусловливает катастрофу, если выполняются следующие условия:

α(t) > α_доп,

где t [t₀,T]; Т – момент времени, когда высота полета Н = 0, а вертикальная скорость полета V_y больше некоторой величины V*_y.

Рис. 1.3

В полете вектор аэродинамической силы R = (R_y,R_x,R_z), изменяясь, меняет траекторию полета:

1) если R_y > R*_y – набор высоты, R < R*_y – потеря высоты;

2) если R_x > R*_x– ускорение, R_x < R*_x– торможение;

3) если R_z > R*_z– движение в одну сторону, R_z < R*_z– движение в другую сторону.

Взаимосвязь между направлением и величиной сил R_x, R_y, R_z и осей Χ_дY_дΖ_д земной системы координат позволяет установить направление движения самолета и параметры движения, а также опасное или безопасное состояние воздушного судна.

Роль пилота сводится к восприятию информации, последующей обработке (синтез) информации, включая анализ полученной информации и выработки решений по управлению воздушного судна.

1.1.4. Человеческий фактор в летных происшествиях. Пути нейтрализации ошибок

В соответствии с результатами статистических исследований, проводимых в США, в настоящее время надежность пилота как оператора сложного человеко-машинного комплекса очень приближенно может быть оценена показателем: 4 ошибочных действия на 1 млн выполненных операций. Если предположить, что в течение каждого полета экипаж выполняет около 20 важных операций, неправильное выполнение которых может инициировать развитие опасных ситуаций, то, связывая эти величины с достигнутым в настоящее время уровнем безопасности в США (2,3 катастрофы на 1 млн полетов) и долей человеческого фактора в общем числе причин катастроф (75 %), нетрудно получить еще одну приближенную оценку, что 2 из каждых 100 ошибочных действий экипажа воздушного судна приведут к катастрофам.

В наибольшей степени человеческий фактор проявляется в летных происшествиях, связанных с потерей пространственного положения, сваливанием, превышением установленных предельных ограничений (15 % от общего количества катастроф), а также связанных со столкновениями исправных воздушных судов с возвышенностями (также 15 % катастроф за период с 1958 по 2001 год). Основными причинами таких происшествий являются:

– неумение экипажей выводить самолет из сложного пространственного положения;

– неумение экипажей распознавать ненормальную работу пилотажно-навигационного комплекса;

– отсутствие контроля за параметрами полета в процессе возникновения и развития особой ситуации;

– неправильная работа с функциональными системами самолета, в том числе:

– невключение авиагоризонтов перед взлетом;

– невключение обогрева приемников полного давления;

– запрещенная перекачка топлива в полете из одной группы баков в другую;

– пропуск операций (невыпуск закрылков перед взлетом, нерасстопоривание рулей перед взлетом, невключение реверса тяги двигателей на посадке, невключение противообледенительной системы в условиях обледенения);

– неправильное выполнение операций (неправильный ввод координат радиомаяка в вычислитель бортовой навигационной системы);

– непреднамеренное включение или выключение той или иной функциональной системы в полете (выпуск интерцепторов на взлете, включение реверса тяги двигателя в воздухе, выключение питания авиагоризонта и др.).

Следует отметить огромное значение психоэмоционального фактора в стрессовых ситуациях, которые возникают в процессе полета при неполадках, угрожающих опасной ситуацией и тем более катастрофой. При этом разрушаются стереотипы управления экипажем воздушного судна, наработанные в процессе обучения и полетов. Возможно, это является основной причиной того, что доля негативного влияния человеческого фактора на уровень безопасности полетов (75–80 %) долгие годы сохранялась во всем мире независимо от степени совершенства системы обучения.

Согласно рекомендации Международного авиационного комитата по расширению комплекса технических средств, позволяющих свести к минимуму влияние перечисленных выше ошибочных действий экипажей воздушных судов, сюда относятся:

– усовершенствованные световые и звуковые сигнализаторы режимов работы систем и выхода параметров за ограничения;

– расширенная номенклатура бортовых устройств, подсказывающих экипажу необходимость выполнения определенных действий;

– блокировки, предотвращающие неправильное использование систем;

– активные средства вмешательства в парирование особых ситуаций.

Программные мероприятия, направленные на снижение негативного влияния человеческого фактора на безопасность полетов:

а) раннее предупреждение экипажа о возможности столкновения воздушного судна с землей за счет использования спутниковых навигационных систем и цифровых трехмерных карт местности;

б) раннее предупреждение экипажа о возможности потери воздушным судном пространственной ориентации (в том числе о возможности сваливания) за счет более совершенных алгоритмов обработки информации по сравнению с реализованными в штатных системах типа автомата углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП) и системы предупреждения критических режимов (СПКР), учета факторов, характеризующих конкретные условия полета;

в) измерение массы и центровки воздушного судна на стоянке и в полете;

г) автоматический контроль параметров разбега и взлета (скорости, ускорения, пройденного на взлетно-посадочной полосе расстояния) с выдачей сигнала на прекращение взлета при их несоответствии нормативным значениям;

д) организация в рамках интегрированного комплекса авионики бортовой электронной библиотеки (электронное руководство по летной эксплуатации) с функцией автоматического контроля правильности выполнения экипажем нормативной последовательности операций по управлению воздушным судном на всех этапах полета;

е) блокировка операций по управлению воздушным судном, которые могут привести к развитию осложненных ситуаций в катастрофические (например, блокировка отключения нормально работающих двигателей при отказе или пожаре в одном из двигателей);

ж) предоставление экипажу воздушного судна информации, предупреждающей об опасности в более эффективных форматах, например замена штатной сигнализации АУАСП и СПКР на комплексную визуально-звуковую (в том числе речевую) сигнализацию с нарастающей интенсивностью по мере развития опасной ситуации, а также с сообщением о лимите времени до возможного катастрофического финала и с выдачей команд по его предотвращению.

Сваливание есть один из основных факторов, когда роль пилота в предотвращении сваливания очень важна. Приведем причины сваливания.

1. Наиболее часто возникают катастрофы по причине сваливания на этапах:

– взлета;

– посадки.

2. Факторы, обусловливающие сваливание:

– вертикальные потоки большой мощности на обе или одну несущую поверхность;

– резко изменяется состояние поля сил аэродинамического давления и соответственно аэродинамические силы на несущих поверхностях ЛА.

3. Не все параметры траектории, изменяющиеся в процессе сваливания, когда реализуется пространственное движение, контролируются бортовым комплексом.

Так, информация J, поступающая пилоту, включает: θ, γ, β, ω_x, ω_y, ωz, однако угол атаки при этом не контролируется.

На следующих этапах формируются погрешности контроля и управления.

4. Полученная пилотом информация характеризует пространственное положение ЛА, а у него есть четыре органа управления: δ_рв, δ_э, δ_рн, δ_дв, которые могут изменять аэродинамические силы несущих поверхностей, т. е. предотвращать сваливание.

5. Одновременно на информацию J_ф, получаемую пилотом от приборов, накладываются его собственные ощущения в виде информации J_изм о пространственном состоянии ЛА, формируемой его органами и анализируемой его интеллектуальной системой.

В итоге формируются ошибки восприятия информации, роль которых в авиационных происшествиях следующая:

6. На следующем этапе реализуется синтез цели, которую пилот создает для предотвращения сваливания. Синтез формируется разумом [16], представляющим собой биокомпьютер с соответствующей программой, формирующей образные пространственные модели взаимосвязи J_ф(J_изм) и поля сил аэродинамического давления путем синтеза. Эта процедура реализуется практически мгновенно в силу свойств разума пилота. Однако формирование процедуры управления реализуется с ошибкой, роль которой в авиационных происшествиях приведена в таблице 2 [15].

7. На следующем этапе предотвращения катастрофы пилот посредством аналитического ума (рассудка) формирует решение (анализ): каким органом управления, в какую сторону и на какую величину необходимо среагировать. Формируемая при этом ошибка, обусловливающая катастрофу, возрастает. Дело в том, что время запаздывания реакции аналитического ума в 30 000 раз превышает запаздывание разума. Кроме того, процесс анализа от разума сложнее для пилота, чем синтез. Это обусловлено уровнем его теоретических и практических знаний в области аэродинамики и динамики полета самолета.

Ошибки, связанные с выработкой ошибочных решений, и их роль в различных авиациях приведены в таблице 3.

Таким образом, в критической ситуации, исходом которой может быть катастрофа, летчик выполняет множество функций согласно своей интеллектуальной системе: целеполагания; целедостижения; целереализацию; целеконтроль. Интегральный комплекс бортового оборудования осуществляет контроль состояния воздушного судна на докритических режимах достаточно точно, а на критических режимах – с недопустимо большими погрешностями. В области критических состояний воздушного судна летчик, по существу, один на один со стихией. При этом они протекают достаточно быстро, а разнообразие параметров, характеризующих критические ситуации, велико.

Возможности интеллектуальной системы пилота в катастрофической ситуации:

– разум мгновенно оценивает ситуацию и формирует цель (время оценки примерно 0,0001 с);

– аналитический ум (рассудок), реализующий цель в виде команд на отклонение δ_рв, δ_дв, δ_э, δ_рн, одной или в комбинации срабатывает в 30 000 раз медленнее, чем разум, т. е. за время ~3 с.

Полет ЛА осуществляется, как правило, с помощью двух информационно-аналитических центров: ИАЦ-1 и ИАЦ-2 (рис. 1.4). Информационно-аналитический центр человека (ИАЦ-1) рассмотрен в работах [14, 16], где указаны следующие ему присущие ограничения: по объему оперативной и долговременной памяти; по скорости обработки информации; по точности обработки информации; по наличию зоны нечувствительности.

Под ИАЦ-2 будем понимать совокупность технических систем, подсистем, блоков, элементов, осуществляющих сбор и обработку информации с целью формирования управлений для достижения целей функционирования ЛА.

Рис. 1.4

ИАЦ-1 и ИАЦ-2 могут дополнять друг друга в полете, тем самым снижая стоимость бортового оборудования, расширяя область применения возможностей ЛА, что повышает выгоду от его использования. Что касается формирования управления, то ИАЦ-1 – система с заданными свойствами, которая обладает указанными выше ограничениями.

Параметры технической системы ИАЦ-2 можно выбирать и причем оптимальным образом с учетом ограничений на ее возможности. Эту систему, в отличие от ИАЦ-1, мы можем создавать с нуля, в то время как ИАЦ-1 мы вынуждены воспринимать в основном уже созданной. Мы получаем два антипода, дополняющих друг друга. При этом параметры ИАЦ-1 можно изменять в достаточно широком диапазоне путем тренировок и обучения, однако основные физиологические параметры (быстродействие умственной деятельности, объем памяти и т. п.) мы не в состоянии существенно изменить.

Объединяя ИАЦ-1 и ИАЦ-2 в единый комплекс, мы получаем новый ИАЦ, который лишен недостатков ИАЦ-1 и ИАЦ-2, т. е. каждого в отдельности. Проектирование совместного комплекса связано с определенными трудностями, так как требует:

– подбора (в процессе обучения по специальным программам) экипажа с наилучшими возможностями с позиции достижения минимального технического риска и со свойственными ему физиологическими свойствами и ограничениями, параметры которых задают некоторую область Ω₁;

– проектирования самолета и двигателя как системы, свойства и параметры которых заполняют некоторую область Ω₂, заданную инвестором;

– проектирования бортового оборудования под этот комплекс, способного обеспечить надежное (устойчивое, безопасное, оптимальное) состояние и достижение цели полетного задания в области Ω₂, т. е. при расширении области Ω₁ до Ω₂.

При этом возможны различные ситуации, связанные с совместным проектированием комплекса с позиции минимизации потерь при эксплуатации, начиная от измерения параметров самолета и двигателя до разработки специальных для данного класса самолетов комплексов тренажеров, позволяющих осуществлять необходимую подготовку летчиков (доводку его ИАЦ-1 до необходимого состояния). По существу, здесь рассматривается идея проектирования с максимальным использованием самого дешевого продукта для эксплуатации ЛА – человека.

В работах [14, 16] рассмотрен частный подход к решению задачи выбора параметров комплекса (рис. 1.4) с использованием одного критерия, связанного с энтропией системы. В общем случае необходимо использовать тот критерий, который связан с выполнением цели и назначения данного класса ЛА. Так, например, при проектировании комплекса следует учесть необходимость исключения летчика из контура управления, когда на вход ИАЦ поступают процессы высокой скорости изменения по амплитуде и частоте. С этой целью необходим анализатор входных сигналов x_i:

– по амплитуде и удаленности его от Ω_доп;

– по скорости изменения x_i;

– по количеству сигналов, которые могут достигнуть Ω_доп.

При этом необходимо осуществлять прогноз достижимости критической области [11].

Несмотря на эти ограничения, рассмотренный подход может быть использован в качестве метода или методики в случае, если критерий уточнен, расширен в зависимости от целей и задач проектируемого ЛА, когда необходимо решать многокритериальные задачи.

1.2.1. Аэродинамические системы. Структурно-функциональные свойства аэромеханического контроля

Динамические системы, создающие аэродинамические силы и моменты для достижения заданной цели, будем называть аэродинамическими системами. Сюда относятся: самолеты, вертолеты, крылатые ракеты. Аэродинамические системы – это объекты, наделенные аэродинамическими характеристиками, определяющими принцип их функционирования, в том числе возможность, безопасность и экономичность их реализации. Таким образом, мы выделяем особый тип объектов, обладающих заложенным в него при его создании особым способом реализации цели – путем создания поля сил аэродинамического давления (ПСАД), которое контролируется и управляется так, чтобы отклонение от цели в каждый момент времени его параметров траектории было минимальным.

Из всех динамических систем, созданных и эксплуатируемых человеком, наиболее сложной является самолет. Проблема риска и безопасности для этого класса динамических систем была и остается наиболее актуальной. Аэродинамические системы, включающие: крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, руль высоты, руль направления, элероны, закрылки, предкрылки, обладают определенной для этого класса динамических систем структурой, приведенной на рис. 1.5. На рис. 1.5 приведены следующие обозначения:

L_p, m_p – расчетные дальность полета и масса самолета;

L_ф, m_ф – фактические дальность полета и масса самолета соответственно;

L_изм, m_изм – измеренные дальность полета и масса самолета;

ρ – плотность воздуха;

W_x, W_y, W_z – проекции вектора скорости ветра на оси, связанной с самолетной системой координат.

На рис. 1.5 представлена структура аэродинамической системы на макроуровне. Каждая из четырех подсистем (1–4), включенных в структуру, включает системы на микроуровне, функциональные свойства которых необходимо контролировать и поддерживать на заданном уровне. В противном случае происходит потеря функциональных свойств, и в итоге динамическая система не способна выполнять поставленную цель.

Особая роль принадлежит подсистеме 2 реализации цели, включающей конструкции несущих поверхностей. Конструкция несущих поверхностей выполняет одну из основных компонент реализации цели – создает поле сил аэродинамического давления, обеспечивая целевое перемещение самолета в пространстве. При этом конструкция, двигатель и бортовое оборудование обладают необходимыми свойствами.

Рис. 1.5

Создав ПСАД, конструкция самолета воспринимает необходимые для реализации целевого перемещения самолета силы и моменты. Особенности конструкции несущих поверхностей отвечают особенностям целевого назначения данного самолета. В свою очередь особенности конструкции порождают особенности структуры поля сил аэродинамического давления, переменного во времени и в пространстве. Взаимодействие конструктивных характеристик и создание ими в полете характеристик ПСАД обусловливают необходимость управлять и ограничивать аэродинамические силы и моменты, следовательно управлять ПСАД.

Рассмотрим роль и место ПСАД на качественном структурно-функциональном уровне в системе аэромеханического контроля и управления векторами аэродинамических сил R = (X, Y, Z) и моментом M = (M_x, M_y, M_z), где X, Y, Z – проекции вектора аэродинамической силы на связанные с самолетом оси координат; M_x, M_y, M_z – проекции вектора аэродинамического момента на связанные с самолетом оси координат.

На рис. 1.6 представлена структура физической модели процессов образования, контроля и управления полем сил аэродинамического давления с целью реализации заданной траектории движения. Отметим, что для управления полетом (движением) самолета необходимо знать результирующие аэродинамические силы и моменты, которые реализуются в процессе силового взаимодействия воздушной среды и самолета при разных скоростях и направлениях его движения.

В полете для управления, т. е. формирования потребных величин R и М и соответствующих им фактических параметров траектории движения x_ф = (x₁,…,x_n)_ф, производится контроль фактических значений R_ф и М_ф и сравнение их с теоретическими (потребными) значениями R_Т и М_Т. При этом нам необходима информация о процессах х_ф, посредством которой формируются потребные углы отклонения органов управления с целью компенсации отклонения R_ф, М_ф от R_Т, М_Т. С помощью современных средств возможно измерение x*(t) = x_изм = х_ф + δx*, где δх* – погрешности измерения х*. При этом достоверный контроль x(t) с помощью современных средств возможен только в горизонтальном установившемся полете, когда x ≈ x*.

Рис. 1.6

Чем дальше мы уходим от установившегося горизонтального полета, тем больше возникает отличие х* от х, тем больше имеют место погрешности в оценке аэродинамических сил R и моментов М.

На рис. 1.6 имеют место следующие соотношения:

1) измеренные значения аэродинамических сил:

R⁽¹⁾_изм = R_ф + δR_м + δR_и; R⁽²⁾_изм = R_ф + δR_и,

где δR_м, δR_и– погрешности измерения R методические и инструментальные соответственно;

2) фактические значения аэродинамических сил и моментов:

R_и = R_т + δR*_м; М_ф = М_т + δМ*_м,

где δR_м, δМ*_м – методические погрешности, обусловленные несоответствием методов и средств идентификации R и М в полете;

3) x = (α,β,V_в,…) = (x₁,x₂,x₃,…);

4) y(t) = (H_g,X_g,Y_g,Z_g,ω_х,ω_y,ω_z,…) = (у₁, у₂, у₃,…),

где H_g, Χ_g, Y_g, Ζ_g – высота полета и проекции положения координаты центра тяжести самолета на земные оси координат OX_д, OY_д, OZ_д соответственно; ω_x, ω_y, ω_z – угловые скорости вращения самолета относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат;

5) ,

где Δx(·) – отклонение параметров возмущенного потока х* от параметров невозмущенного потока х; h – расстояние от несущих поверхностей самолета, измеренное, например, по нормали; S – точка на несущей поверхности самолета;

6) Ω_доп(x) = Ω_доп(x*) + δΩ_доп,

так, например, для угла атаки получим α_доп(x) = α_доп(x*) + δα;

7) Ω_кр(x) = Ω_кр(x*) + δΩ_кр.

При этом, начиная с некоторого расстояния h от несущих поверхностей, параметры потока получают возмущение, и при приближении к несущим поверхностям они увеличиваются, максимальная величина их достигается на поверхности, например, крыла. Таким образом, в системе аэромеханического контроля решается обратная задача – аэродинамическая. Здесь задано поле аэродинамического давления P(S,h,t), его величина в ограниченном числе точек на поверхности S; требуется определить параметры х невозмущенного набегающего потока. Отметим, что прямая задача связана с определением поля аэродинамического давления (сил и моментов), если известны параметры невозмущенного потока, в которое погружены несущие аэродинамические поверхности.

Согласно отмеченному в п. 1, система управления получает на вход с выхода двух систем контроля величины R⁽¹⁾_изм и R⁽²⁾_изм, отличающиеся на методическую погрешность функционирования систем контроля R_м. Система управления обеспечивает R_T = R⁽¹⁾_изм и R_T = R⁽²⁾_изм. В первом случае получаем R_ф = R_Т + (δR_м + δR_и), во втором – R_ф = R_Т + δR_и. Величина методической погрешности δR_м, как правило, существенно больше δR_и. По этой причине погрешности управления существующих систем контроля и управления больше.

Для реализации безопасного полета необходимо организовать такое взаимодействие конструкции, обладающей соответствующими характеристиками, и созданного ею ПСАД, при которых выполняется поставленная цель. Особая роль принадлежит подсистеме 3 (рис. 1.5), посредством которой формируется ПСАД для реализации заданной цели на макроуровне, включая: реализацию траектории движения, обеспечение устойчивости, управляемости, реализацию управлений. Структура подсистемы 3 практической реализации цели представлена на рис. 1.7. Здесь обозначено: х_доп – допустимое значение х; x_i⁽³⁾ – заданное значение параметра х_i.

Контролю и управлению подлежит совокупность параметров, включающих:

1) параметры, характеризующие цель (например, дальность полета L, высоту полета Н, скорость полета V и т. п.);

2) параметры траектории, с помощью которых задаются области допустимых или безопасных ее состояний (α, V, n_y, ω_x, ω_y, n_x, …), где n_x, n_y – проекции вектора перегрузки на оси ОХ, OY соответственно;

3) параметры траектории полета, используемые при оптимизации эффективности применения техники.

Рис. 1.7

Два основных фактора – поле сил аэродинамического давления и связанный с ним вектор тяги двигателя – задают фактические значения параметров траектории. Проблема контроля над состоянием ЛА связана с контролем над состоянием поля аэродинамического давления на несущих поверхностях, дабы предотвратить:

– разрушение конструкции;

– выход в область критических режимов полета.

Согласно приведенной структуре с функциональными свойствами подсистем Ф₁, Ф₂, Ф₃, Ф₄, для того чтобы аэродинамическая система способна была осуществлять реализацию заданной цели, она должна содержать из области допустимых значений такие показатели, как:

– идентифицируемость (α₁);

– управляемость (α₂);

– наблюдаемость (α₃);

– устойчивость (α₄): устойчивость во внешней среде, т. е. траекторию (α₄₁); устойчивость во внутренней среде (α₄₂).

Таким образом, имеют место следующие допустимые множества, порожденные α_i α:

Ω_доп = Ω_доп(α₁,α₂,α₃,α₄);

Ω⁽¹⁾_доп = Ω⁽¹⁾_доп(α₄₁); Ω⁽²⁾_доп = Ω⁽²⁾_доп(α₄₂); Ω⁽³⁾_доп = Ω⁽³⁾_доп(α₄₃).

При этом имеют место три уровня допустимых состояний аэродинамической системы:

– область допустимых состояний Ω⁽¹⁾_доп есть множество значений х, в которой соблюдается устойчивость фазовых траекторий;

– область Ω⁽²⁾_доп, в которой соблюдается функциональная устойчивость подсистем аэродинамической системы;

– область Ω_доп, в которой реализуется структурная устойчивость аэродинамической системы, обеспечиваемая прежде всего ресурсным потенциалом всех ее подсистем.

Представим области допустимых состояний для аэродинамической системы в явном виде, задав их в виде неравенств.

I. Параметры траектории полета х = (х₁,…,х₇) включают нижеследующие.

Дальность полета х₁ = L(Т) ≥ L_з, где L_з – заданная дальность полета; Т – время полета. При этом L_з = L_з(H₃,V₃,q₃,α₃,n³_y,M₃,m₃); L_ф = L_ф(H_ф,V_ф,q_ф,α_ф,…) – фактическая дальность полета; H_ф, V_ф,… – фактические значения параметров траектории; H_з, V_з,… – заданные значения параметров траектории; q – скоростной напор; n^з_y – заданная величина перегрузки.

Высота полета х₂ = Н_ф (рис. 1.8): Н₁ ≤ Н_Ф ≤ Н₂, где Н₁, Н₂ – минимально и максимально допустимые значения высоты полета.

Скорость полета х₃ = V_ф > V_доп.

Скоростной напор , где ρ – плотность воздуха на высоте полета.

Число Маха х₅ = М_ф ≤ М_доп.

Угол атаки крыла х₆ = α: α₁ ≤ α_ф ≤ α₂.

Перегрузка x₇ = n по вертикальной оси

где Y, P_р, α – подъемная сила, тяга двигателя, угол атаки соответственно.

В общем случае: α₁, α₂, Н₁, Н₂, V_доп, q_доп, M_доп, n_{у доп} – функции таких параметров траектории, как скорость полета V, высота полета Н, число Маха.

Рис. 1.8

II. Устойчивость возмущенного движения.

Область Ω⁽¹⁾_доп устойчивости возмущенного движения в первом приближении строим, используя линеаризованные уравнения движения вида = Ах, где А = [a_ij]_nxn – матрица с постоянными элементами а_ij. При этом должно соблюдаться неравенство m_ij ≤ a_ij ≤ M_ij, где m_ij, M_ij зависят от конструктивных параметров аэродинамических поверхностей, создающих ПС АД; a_ij = f(B,X₀), где В – конструктивные параметры самолета, характеризующие его внутренние свойства; Х₀ – начальные значения параметров траектории.

Взаимосвязь а_ij и (B,X₀) устанавливается следующим способом: а_ij такое, что γ_S < λ₀ , где λ₀ – некоторое заданное отрицательное число, а γ_S = Rеλ_S; λ_S – корни характеристического уравнения (в общем случае комплексные) для матрицы А, при этом

Когда скорость полета возрастает, вещественная часть одного из λ_S → 0 и становится при некоторой V_кр равной нулю. Тогда самолет становится неустойчив, т. е. покидает область допустимых состояний.

III. Параметры управляемости, обусловленные свойствами ПСАД (качество переходного процесса).

Допустимая величина перерегулирования по перегрузке а₁ = maxΔn_y(t), t [0,T], должна удовлетворять следующему неравенству:

a₁₂ ≤ a₁ ≤ a₁₁,

где а₁₂, а₁₁ – заданные величины из условия прочности и быстродействия.

Время t_ср срабатывания автомата по перегрузке, при котором впервые выполняется равенство:

Δn_y = (1 – ε_n)(Δn_y)_уст,

где (Δn_y)_уст – приращение перегрузки n_у в установившемся движении; ε_n > 0, заданная малая величина, должна принадлежать об-ласти допустимых значений Ω_доп, удовлетворяя неравенству

(t_ср)₂ ≤ t_ср ≤ (t_ср)₁,

где (t_ср)₁, (t_ср)₂ – заданные величины.

Время t_n переходного процесса по перегрузке попадания Δn_y в «трубку» | Δn_y– (Δn_y)_уст | ≤ ε_n, где ε_n > 0 – заданная величина. На t_n налагается ограничение t_n ≤ (t_n)_max.

Применение информации о поле сил аэродинамического давления в системах контроля и управления особенно необходимо при полете:

1) на малой высоте, при взлете или посадке в условиях резкой смены направления ветра:

– со встречного на попутный;

– с нисходящих потоков на восходящие;

2) в условиях, когда возможно сваливание с переходом в штопор, например при пространственных маневрах;

3) в условиях пространственного неустановившегося движения высокоманевренных самолетов с целью обеспечения безопасности;

4) в условиях существенного изменения массы и центровки самолета с целью обеспечения оптимального расхода топлива и безопасности полета.

Отметим особенности обеспечения безопасности полета параметров траектории, зависящих от ПСАД. Создавая системы контроля, человек всегда шел по пути их упрощения. Так, например, с целью предотвращения критических значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях он измерял угол отклонения флюгарки и скорость полета с помощью приемника воздушного давления (ПВД), обеспечивая тем самым минимальные затраты на систему контроля.

Все это было возможно на заре авиации. Дело в том, что такие средства контроля, как флюгарик, ПВД измеряют локальный угол атаки и скорость (α*, V*) вне поля сил аэродинамического давления, т. е. когда х не принадлежит области Ω, в которой действует давление Р, подлежащее контролю, управлению и ограничению. В связи с этим (α*,V*) = х Ω(Р) и отличается от (α,V) = y Ω(P) на величину Δx = x – y. При этом у – это истинные значения (α,V), а х – измеренные, обладающие методическими погрешностями δx_м. Эти погрешности стремятся к нулю, когда ЛА совершает установившееся горизонтальное движение. Во всех остальных режимах δx_м≠ 0 и достигает максимальное значение в неустановившемся пространственном движении. Было совершено множество исследований по созданию модели учета возмущающих факторов от поля аэродинамического давления, создаваемого самолетом в пространстве на показания флюгарика и ПВД. Пока эти исследования привели к невозможности учета влияния и компенсации методических ошибок, создаваемых при контроле с помощью ПВД и флюгарика.

Таким образом, ограничение параметров траектории самолета х_i (обеспечение безопасности полета) состоит не только в разработке средств контроля х_i и управления, но и в учете погрешностей средств контроля, уменьшения их, поскольку уменьшение δx_i обусловливает расширение области допустимых значений х_i, т. е. Ω_доп(x_i).

Целесообразность разработки и применения систем аэромеханического контроля широко просматривается в современной авиации:

– контроль над массой и положением центра масс, например, транспортных самолетов;

– контроль над тягой несущего винта вертолета, например, при взлете и посадке в горах; контроль над минимальной скоростью вертолета при посадке;

– обеспечение минимального расхода топлива на различных режимах полета;

– контроль над флаттерным режимом крыла, управление с целью увеличения скорости полета.

1.2.2. Характерное поведение самолета при больших углах атаки

Увеличение тактического преимущества самолета и улучшение его маневренности может быть достигнуто за счет расширения эксплуатационной области углов атаки. Расширение этой области не может быть осуществлено без использования автоматических систем предотвращения сваливания и штопора. В историческом плане сначала появились системы вывода из штопора, однако в связи с необходимостью решения задачи пилотирования вблизи критических режимов стали интенсивно развиваться приемы предотвращения сваливания как в форме применения систем улучшения устойчивости и управляемости, так и в форме предупредительной сенсорной сигнализации (световой, тактильной).

Для самолетов характерным является большое разнообразие естественных признаков предупреждения летчика о подходе к началу сваливания. Это, например, самопроизвольное боковое движение самолета, воспринимаемое летчиком как колебания по крену; самопроизвольные колебания по тангажу; самопроизвольное поперечно-путевое движение, воспринимаемое летчиком как дивергенция рыскания; самопроизвольное внезапное увеличение угла тангажа θ.

При превышении допустимых углов атаки в процессе сваливания возможны несколько режимов дальнейшего движения:

– сваливание – режим полета с большой амплитудой движения по азимуту ψ или по углу атаки α, при которых происходит полная потеря управляемости;

– вращение после сваливания, представляющее собой произвольное движение самолета, когда отсутствует основное установившееся движение рыскания с постепенным уменьшением угла атаки;

– глубокое сваливание, при котором полет становится неуправляемым с большими углами атаки, малыми скоростями вращения (высокая скорость снижения и отсутствие заметных вращательных движений);

– штопор – движение с установившейся скоростью рыскания на больших углах атаки; при этом могут накладываться колебания по тангажу, крену, рысканию.

Характеристики режима штопора оказываются разнообразными для сверхзвукового самолета. Так, у одного и того же самолета они могут быть различными в зависимости от начальных условий ввода, продолжительности штопора, положения рулей элеронов в штопоре и т. д. Таким самолетам присуща большая неравномерность движения и большие колебания в штопоре. Все это значительно усложняет проблему борьбы с тем комплексом явлений, которые предшествуют штопору и его сопровождают, приводит к усложнению систем управления и обеспечения безопасности.

Улучшение характеристик устойчивости и управляемости современных маневренных самолетов на больших углах атаки развивалось в следующих направлениях:

– повышение статической и динамической поперечной и путевой устойчивости;

– увеличение эффективности органов управления;

– уменьшение моментов рыскания при управлении по крену.

Достижению хороших показателей устойчивости и управляемости способствуют, в частности, такие средства, как: введение перекрестных связей в каналах «крен – рыскание», зависящих от угла атаки и числа Маха М; изменение конфигурации крыла, например, путем отклонения передней кромки с достаточно высоким темпом; коррекция закона демпфирования в процессе увеличения угла атаки. Так, например, отключение демпфера крена при подходе к режиму сваливания на некоторых самолетах ослабляет тенденцию к сваливанию.

Системы увеличения устойчивости и управляемости обеспечивают увеличение сопротивляемости самолета к сваливанию и расширение области эксплуатационных режимов полета, улучшают управляемость, уменьшают рабочую нагрузку летчика и создают предпосылки для достижения тактического преимущества в воздухе при маневрировании на больших углах атаки [3, 8]. Для построения эффективных систем предупреждения сваливания необходимо прежде всего знание аэродинамики конкретного самолета при его полете на больших углах атаки, то есть вблизи критической области.

Основными аэродинамическими параметрами, характеризующими поведение самолета на больших углах атаки, являются [3, 8]: коэффициенты перекрестных демпфирующих моментов, коэффициент демпфирования крена ; коэффициенты m_x^δэ, m_y^δэ эффективности элеронов δ_э по крену и рысканию; коэффициенты m^β_x и m^β_y поперечной и путевой устойчивости по углу скольжения β; коэффициенты демпфирования и момента рыскания, обусловленного креном. Кроме того, большое значение имеют коэффициенты подъемной и боковой сил C_y(α) и C_z(β) соответственно.

Предпринятые в США в 1977 году испытания по определению аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет на больших углах атаки, показали существенную зависимость продольных и боковых сил от угла скольжения [6]. Эта зависимость носит нелинейный характер и определяется геометрическими размерами самолета. Было выявлено чрезвычайно важное обстоятельство, заключающееся в неаддитивном характере совместного действия управляющих сил и моментов. Известно значительное влияние отклонения стабилизатора на путевую устойчивость истребителя, однако зависимость характера этого влияния от аэродинамической схемы самолета еще недостаточно изучена. Зависимость производных демпфирования от угла атаки носит сложный характер. Вышеперечисленные сведения получения аэродинамических характеристик существенно затрудняют аналитическое исследование динамики движения самолета при больших углах атаки. Поэтому наиболее целесообразным путем анализа динамических свойств самолета на больших углах атаки является аэродинамический эксперимент, подкрепляемый летными исследованиями базовых моделей самолета, и поиск возможностей сведения общей модели самолета к совокупности нескольких частных, более простых, с точки зрения анализа, моделей. Таким путем была получена аэродинамическая компоновка самолетов F-16 и F-17, включающая базовую форму крыла в плане с умеренной стреловидностью, большой величиной концевой хорды, что обеспечивает относительно небольшое индуктивное сопротивление, хорошие срывные характеристики. При этом за счет наплыва крыла и введения механизма изменения кривизны крыла на малых и околозвуковых скоростях были улучшены характеристики устойчивости самолета на больших углах атаки. Испытания показали эффективность примененного подхода.

Аналитические исследования динамики движения самолета при больших углах атаки ведутся по нескольким направлениям, к важнейшим из которых относятся: разработка приближенных критериев для оценки углов атаки начала сваливания; разработка различных мероприятий по улучшению характеристик сваливания и штопора; синтез аналитических моделей движения в штопоре и выявление влияния аэродинамических и массовых характеристик на движение самолета в штопоре.

Введем понятие угла атаки начала сваливания α_св самолета. Поскольку математическое определение дать трудно, в дальнейшем, по мере необходимости, это понятие будет уточняться. При постоянных значениях скорости полета и других параметрах движения, соответствующих нормальному состоянию полета, этот угол может определяться как наименьший из следующих:

– угла атаки при наибольшей нормальной к траектории полета установившейся перегрузке, которая может быть получена при данном числе М полета;

– угла атаки при данном числе М, при котором возникает интенсивная тряска.

Угол атаки начала сваливания в настоящее время оценивается рядом критериев, которые накладывают, например, следующие ограничения на аэродинамические коэффициенты [6]:

– на коэффициент динамической путевой устойчивости

– на коэффициент поперечной управляемости

–m^β_xm_y^δэ/ m_x^δэ ≥ 0; (1.2)

– на коэффициент взаимодействия элеронов и руля управления

– на коэффициенты взаимодействия

где коэффициент k₂ = δ_рн/δ_э; m^β_y, m^β_x, m_y^δэ, m_x^δэ, – частные производные от соответствующих коэффициентов по β, δ_э, δ_рн; J_x, J_y– моменты инерции относительно осей OX и OY соответственно; δ_рн, δ_э – углы отклонения руля направления и элеронов соответственно.

Проверка указанных критериев в эксперименте показала хорошую сходимость аналитических (неравенства (1.1)–(1.4)) и опытных результатов. Например, определенная по критерию (1.1) величина угла атаки α для самолета F-4E имела погрешность не более двух градусов. Остальные критерии применялись при расчетах для самолетов А-7, А-10, F-16, F-111 и также показали удовлетворительное совпадение. Для самолетов типа А-7 с различными геометрическими формами эффективными оказались критерии, связанные с характеристиками изменения производных .

Аналитические модели движения самолета на больших углах атаки могут быть построены с использованием ограниченных данных, полученных при статических испытаниях или при испытаниях методом вынужденных колебаний [22]. Однако эти данные лишь приблизительно отражают истинную картину обтекания самолета на больших углах атаки. Они адекватны истинной модели движения лишь на отдельных этапах полета. Кроме того, аэродинамические характеристики, получаемые различными методами, должны быть соотнесены с отдельными фазами движения самолета. Например, данные статических испытаний в аэродинамических трубах корректны только для этапа установившегося движения при отсутствии вращения, а данные, получаемые методом установившегося вращения, соответствуют только режиму установившегося штопора. Соответственно, при использовании значений аэродинамических коэффициентов, получаемых методом вынужденных колебаний, не учитываются особенности обтекания в статических условиях. Таким образом, основная идея аналитического изучения движения самолета на больших углах атаки сводится к дискретному набору математических моделей, отличающихся как видом используемых уравнений, так и различными значениями аэродинамических коэффициентов, причем каждая из моделей применяется на различных режимах движения самолета от взлета до посадки.

Проблема детального исследования аэродинамических параметров при движении самолета на больших углах атаки является актуальной. Теоретические исследования движения при развившемся колебательном штопоре должны, по-видимому, иметь ограниченный характер из-за чрезвычайной сложности получения и практической недостоверности аэродинамических данных на этом режиме.

Исследование влияния аэродинамических и массовых характеристик на факторы ввода и движения в штопоре представляет собой важный этап построения аналитических моделей движения самолета на больших углах атаки. Имеющиеся данные [22] позволяют привести некоторые результаты влияния этих характеристик на штопор:

– на штопор оказывает значительное влияние эффективность органов поперечного управления, например, отрицательная величина отношения m_y^δэ/ m_x^δэ способствует развитию плоского штопора;

– влияние величины m^β_x существенно в том смысле, что для любого распределения массы самолета существует минимальное значение, ниже которого штопор развиться не может;

– значительное инерционное взаимодействие тангажа и рыскания (распределение массы по фюзеляжу) предрасполагает ко входу в плоский штопор;

– для современных самолетов характерным является большое значение конструктивного параметра относительной плотности μ, равное нескольким десяткам, что повышает колебательность самолета в штопоре, вывод из которого в данном случае затруднен;

– оптимальным способом вывода из штопора самолетов современных геометрических форм с равномерным распределением масс по фюзеляжу считается такой, при котором руль направления отклонен против вращения, элероны – по направлению вращения, руль высоты находится в нейтральном положении.

Проблема обеспечения энергетическо-силового баланса в нестандартном режиме полета связана с обеспечением безопасного полета. Эта проблема обусловлена влиянием на ПСАД: внешней среды, включающей восходящие и нисходящие воздушные потоки; пространственными маневрами, создаваемыми полем сил аэродинамического давления органов управления при их отклонении.

Принципиальное значение имеет взаимосвязь и взаимовлияние аэродинамических и инерционных сил при больших угловых скоростях ω_x, ω_y, ω_z, при контроле и управлении полетом при резком маневрировании. Важная прикладная задача обеспечения безопасности полета включает контроль и ограничение вектора аэродинамической силы R = (R_x,R_y,R_z), где R_x, R_y, R_z – проекции вектора R на координатные оси; R_y = Y; R_x = X; R_z = Z – соответственно на оси OY, OX, OZ.

Как только мы ограничиваемся вектором R, мы рассматриваем ЛА как материальную точку, что снижает точность обеспечения безопасности полета. Возможен иной подход, когда система с распределенными параметрами в виде несущих поверхностей ЛА, на которые воздействует поле сил перепадов аэродинамического давления p(x,z,t), заменяется на систему с квазираспределенными параметрами R = (R₁,R₂,R₃,R₄,R₅), где R₁, R₂ – вектор аэродинамической силы на левой и правой полуплоскостях; R₃ = R_э, R₄ = R_н, R₅ = R_в – соответственно R от элеронов, руля направления и высоты (рис. 1.9).

Рис. 1.9

В дальнейшем будем выделять следующие характеристики поля сил аэродинамического давления:

– интегральные характеристики ПС АД в виде: аэродинамических сил и моментов (X, Y, Z, M_x, M_y, M_z) или соответствующих им коэффициентов аэродинамических сил и моментов (С_x, С_y, С_z, m_x, m_y, m_z);

– локальные характеристики ПСАД:

(С_x(z_j), С_y(z_j), С_z(z_j)), (m_x(z_j), m_y(z_j), m_z(z_j)),

величины которых вычислены в сечениях z_j по размаху крыла;

– точечные характеристики ПСАД p(x_i, z_j, t), равные, в частности, перепаду давлений в точках (x_i, z_j) поверхности крыла.

В условиях стационарного движения центр давления и равнодействующая аэродинамическая сила R неизменны, и мы можем использовать это в системах контроля, например, α и V. При этом поле аэродинамических давлений и порожденное им поле аэродинамических сил одинаково и симметрично на полуплоскостях, что позволяет строить системы контроля и управления с использованием материалов продувок и расчетов.

В случаях нестационарных движений, пространственных маневров либо и того, и другого вместе ситуация существенно изменяется. При этом информация от систем контроля становится неадекватной. Так, например, одним и тем же углам атаки в стационарных и нестационарных условиях соответствуют различные R и точки их приложения. В этих условиях в отличие от стационарных необходимо пересматривать не только функциональные соотношения для параметров контроля, но также и области их допустимых значений. Самое главное – одним и тем же отклонениям органов управления соответствуют различные отклонения параметров траектории, так как одному и тому же углу атаки соответствуют различные значения поля аэродинамических давлений и аэродинамических сил.

В динамическом режиме полета поле аэродинамического давления порождает аэродинамические силы, которые характеризуются энергетическим потенциалом не только на поверхности, но и на некотором удалении от поверхности, создавая неконтролируемое влияние на приемники информации. В связи с этим в динамическом режиме возникают непреодолимые трудности устранения методических ошибок. Существенным моментом при этом является имеющая место зависимость коэффициента подъемной силы:

C_у = C_у (α, β, M, W_x, W_у, W_z, δ_рв, δ_рн, δ_э, t),

и соответственно опасные состояния самолета, которые характеризуются многофункциональными областями:

Ω_кр = Ω_кр (C_y, m_z, m_x, m_y),

где m_x, m_z, m_y– моменты относительно осей X, Y, Z соответственно; W_x, W_y, W_z – горизонтальная, вертикальная, боковая по оси ОZ составляющие потока воздуха в месте установки датчиков системы контроля.

Особенности ПСАД при пространственном движении

При несимметричном полете, например полете со скольжением, или наличии достаточно больших возмущений ПСАД приобретает сложную форму (отличную от горизонтального полета), которая зависит от параметров траектории полета. При этом возникают перекрестные связи в образовании ПСАД, что обусловливает зависимость момента крена и момента рыскания от угла атаки. Аналогично для подъемной силы Y = R_y и продольного момента М_z необходимо учитывать влияние скольжения.

Как правило, при анализе возмущенного движения самолета пользуются приближенными линейными аппроксимациями вида [6]:

– для коэффициента момента крена

– для коэффициента продольного момента

m_z = m^α_z · α + C₁β;

– для коэффициента подъемной силы

C_y = C^α_y · α + C₂β,

где С₁, С₂ – постоянные величины;

Сказанное указывает на наличие аэродинамического взаимодействия бокового и продольных движений. Такое взаимодействие в некоторых режимах полета существенно, и тогда линейная аппроксимация (1.5) обладает недопустимыми погрешностями контроля, создавая опасные состояния (режимы полета).

В случае, когда необходимо решать такие задачи, как:

– анализ безопасности полета на посадке (взлете) при резкой смене ветра со встречного на попутный;

– анализ статистической нагрузки при оценке ресурса;

– анализ безопасности реализации пространственного динамического режима полета;

– анализ безопасности полета в области скоростей вблизи скорости флаттера,

необходимо уравнение движения центра масс и относительного центра масс

где – вектор скорости движения ЛА в инерциальной (земной) системе координат OX_д, OY_д, OZ_д; – вектор аэродинамических внешних сил; – вектор сил тяжести; – вектор момента количества движения; – вектор аэродинамического момента внешних сил относительно центра масс, дополнить в общем случае уравнениями, описывающими изменения ПСАД во времени и пространстве, вида

где р(·), – соответственно давление, скорость и ускорение его изменения по времени в произвольной точке на поверхности самолета; – производная по пространственной координате x.

Отметим, что правые части (1.6) включают параметры ПСАД, характеризующие движение самолета относительно воздуха (воздушная скорость , угол атаки α). Левые части уравнений (1.6), учитывающие инерционные силы и моменты, зависят, например, от скорости движения относительно Земли, т. е. путевой скорости полета. В общем случае они не равны. Приравнивая их, мы допускаем ошибки в системах контроля, формируя их и выдерживая параметры траектории в области допустимых состояний.

Рассмотрим модель ПСАД в случае, когда перепад давления р_j(·) рассматривается в n точках на поверхности крыла. При этом будем полагать p_j(·) = p_j(t,x;C_α), где x = (x₁,…,x_N), а искомые распределенные функции р₁(t,x;C_α), р₂(t,x;C_α)… рассматриваются как решения системы из n уравнений, определенных в пространстве R^N, с координатами x = (x₁,x₂,…,x_N) вида

где C_α – параметрическая функция конструкции, реализующая управления.

Переменные р_j включают пространственные х_с и временные t координаты, в том числе ω_x, ω_у, ω_у, α, β, M и т. д.

Решения p_j описывают состояние поля сил аэродинамических давлений, поэтому их можно называть переменными состояния. Предполагается, что F_i зависят от k параметров C_α, включающих отклонения органов управления самолетом δ_рв, δ_рн, δ_э, δ_з, δ_пр – соответственно руля высоты, руля направления, элеронов, закрылков, предкрылков, в том числе числа Рейнольдса и т. п. Эти параметры называются управляющими.

Область интегрирования по пространственным координатам задается исходя из дополнительных соображений. Проблема анализа (решения) системы (1.10) чрезвычайно сложна, и, как правило, при этом используются различные предположения. Одним из таких путей является выделение следующих режимов полета:

1) стационарный: p ≠ 0; ;

2) квазистационарный: р(·) ≠ 0; ;

3) динамический: р(·) ≠ 0; .

В стационарном режиме полета коэффициент подъемной силы С_у в сечении Z по размаху крыла записывается в виде:

выделяют критический режим полета, например при C_у > C_усв.

В квазистационарном режиме полета,

выделяют критический режим полета, например при C_у > C_у(n_укр).

В динамическом режиме полета,

C_у = C_у (z,ω_x,,ω_у,ω_z,…),

выделяют критический режим полета, например при пространственном маневре.

Проблема состоит в упрощении математической модели самолета (1.10) без потери точности. Одним из важнейших путей является переход от системы с распределенными параметрами к системе с квазираспределенными, например к C_у(z), где z – сечение по размаху несущей поверхности. Преимущество такого подхода: возможность построения Ω_доп(n_y,V,α,V_фл) в процессе полета на всех режимах, где V_фл– скорость флаттера крыла самолета.

Рассмотрим примеры в качестве иллюстрации сказанного.

1. Если при кренении во время полета угловая скорость ω_x направлена в одну сторону, а увеличение ΔC_y = C_{y пр}– C_{y лев} – в другую, то начался хаос, нет регулярной динамики, и управление необходимо формировать согласно не общим закономерностям, а с учетом особенностей обтекания. Так, например, в обратную сторону при штопоре, когда необходимо нейтрализовать вращение.

2. Скос потока от крыла на оперении. Необходимо учитывать запаздывание в образовании на оперении скоса потока. Как правило, запаздывание происходит в образовании подъемной силы на горизонтальном оперении, создаваемой вертикальными порывами, по сравнению с образованием ее на крыле.

3. Динамика изменения ПС АД p(·) обусловливает динамику нагрузок на конструкцию. Так, в момент входа в вертикальный порыв ветра (предполагая, что нестационарность обтекания крыла отсутствует) p(·) максимально возрастает, затем уменьшается за счет появления вертикальной скорости у самолета.

4. При возрастании числа Маха от 0 до 1 при входе крыла в вертикальный порыв ветра (W_у = 12 м/с) величина р(·) возрастает примерно в четыре раза.

Приведем некоторые модели приближенного описания изменения параметров ПС АД и зависимость его от параметров возмущенного движения [4]. В случае, когда исследуется крыло бесконечного размаха, движущееся с постоянной скоростью V, можно ограничиться рассмотрением профиля крыла в двумерном потоке.

Рис. 1.10

Пусть профиль (рис. 1.10) совершает вертикальные перемещения y(x,t). При этом скорость потока нормальная к профилю:

В каждой точке профиля формируется местный угол атаки:

Если y(x,t) = y(t) + (x₀ – x)φ(t), т. е. произвольная точка, отстоящая от носка профиля на величину х₀, перемещается на у(t) и поворачивается на угол φ(t) относительно х₀, получим [21]:

– для подъемной силы сечения крыла

– для момента сечения крыла

где b = b(z) – хорда крыла в сечении Z.

В случае если поток воздуха сверхзвуковой (M > 1), а крыло совершает колебания с частотой ω, то приращение подъемной силы на единицу длины профиля Δp(x, t) имеет вид:

Тогда для подъемной силы

и момента M (z) получим:

где C^α_у – экспериментальное значение производной, равной ∂C_у / ∂α.

Крыло конечного размаха

Пусть на крыле в точке с координатой (ξ,η) местный угол атаки равен α(ξ,η), за счет которого создается приращение давления Δр(х,z,ξ,η) в некоторой области Σ, которая зависит от режима обтекания и при M > 1 определяется конусом Маха с вершиной в точке (ξ,η) (рис. 1.11).

Рис. 1.11

Тогда

где P(х,z,ξ,η) – функция аэродинамического влияния, значение которой при фиксированных (х,z,ξ,η) равно аэродинамическим коэффициентам влияния.

Если известны α(ξ,η), тогда для давления в произвольной точке крыла с координатами (x,z) получим

Здесь область интегрирования Σ включает то, что ограничено передним конусом Маха с вершиной в точке A(x,z).

Если перемещения y(z,x,t) заданы, то

При этих условиях получим

где b – хорда крыла в сечении z.

Рассмотрим скользящее крыло, расположенное под углом χ к набегающему потоку при M > 1. Исходное соотношение:

где α(x,z) – местный угол, который справедлив при M → ∞.

Приближенное значение Δр(х,z), когда задано перемещение y(z,t), имеет вид

отсюда следует

где φ(z,t) – угол поворота сечения крыла.

Особенности контроля состояния аэродинамических систем. Три разные динамические системы:

1) маневренный самолет (истребитель);

2) гражданский неманевренный самолет;

3) вертолет,

требуют различного подхода при их исследовании.

Контроль состояния таких динамических систем, соответствующие управления должны строиться таким образом, чтобы обеспечить максимально возможную эффективность и безопасность полетов. Современные системы контроля и управления обеспечивают безопасное состояние самолета как материальной точки по большой совокупности параметров и их оптимальное выдерживание. Однако на сегодня остались нерешенными ряд проблем контроля и управления, обеспечивающих безопасность и оптимальность полетов самолета как системы с распределенными параметрами, представляющие собой поле аэродинамического давления (ПАД) на несущих поверхностях. Именно ПАД реагирует на отклонения органов управления = (δ_рв,δ_э,δ_рн), где δ_рв, δ_э, δ_рн – угол отклонения руля высоты, элеронов, руля направления, реализуя пространственные маневры стационарной и нестационарной динамики.

Нестандартное, нерасчетное состояние ПАД как в стационарном, так и в нестационарном режиме его изменений создает опасное состояние самолета. Переход в квазихаотическое состояние ПАД делает самолет неуправляемым, возникает режим самовращения, когда, например, элероны не отклонены [6].

В качестве примера физической сути ограничений на параметры для динамических режимов рассмотрим устойчивость самолета.

Сегодня положено начало общей теории движения самолета относительно центра масс при маневрах с большими диапазонами изменения параметров движения. При исследовании нестационарных процессов определяющая роль безопасности полета принадлежит нахождению связи между величинами углов отклонения органов управления самолетов (δ_э,δ_pв,δ_pн) и теми изменениями параметров его движения – углов атаки (α) и скольжения (β) и проекций вектора угловой скорости = (ω_x,ω_у,ω_z), которые обусловливают эти отклонения.

При анализе пространственных движений, сопровождающихся отклонением органов управления с большой скоростью, исследуется взаимосвязное изменение всех параметров движения. Более того, величины предельных установившихся значений углов атаки и скольжения и проекций вектора угловой скорости = (ω_x,ω_у,ω_z) являются неоднозначными функциями отклонений органов управления. Математически это означает, что для каждой комбинации компонент вектора управлений = (δ_рв,δ_рв,δ_э), создающих соответствующие компоненты вектора , имеется несколько особых точек решений управлений движения, характеризующих взаимоотношение поля сил аэродинамических давлений и инерционных сил и моментов. При этом построение области допустимых (безопасных) и критических (опасных) значений (α, β, ) представляется проблематичным.

Каждой комбинации отклонения (δ_рв,δ_рн,δэ) соответствует определенная система особых точек в фазовом пространстве параметров движения (α, β, ), а значения этих параметров (α₀, β₀, ) в момент времени, предшествующий отклонению рулей, являются начальными. При исследовании пространственного движения современных самолетов, когда велика, необходимо оценить: максимальные значения α, β, n_y, достигаемые при этом; возможность режима инерционального вращения (потерю управляемости элеронами). Потеря управляемости элеронами связана с движением самолета с угловой скоростью крена при неотклоненных элеронах.

Движение самолета имеет наиболее сложные характеристики при значениях угловых скоростей крена, близких к критическим скоростям, когда инерционные и аэродинамические моменты близки по величине. Для маневренных самолетов эта область играет важную роль при определении областей Ω_доп и Ω_кр.

Рассмотрим роль поля сил аэродинамического давления при пространственном маневре. Для маневренных самолетов запас продольной устойчивости при переходе с дозвуковых скоростей на сверхзвуковые существенно возрастает в связи со сдвигом по потоку фокуса крыла, когда возрастает производная m_z^Cy (рис. 1.12). При этом запас путевой устойчивости самолета m^β_y уменьшается при возрастании М (рис. 1.13).

На дозвуковых скоростях полета меньшей по величине критической скоростью крена является ω_z – критическая скорость тангажа, а при M > 1 меньшей критической скоростью крена становится величина ω(β) – критическая скорость, определяемая движением рысканья. Таким образом, значения критических скоростей имеют тенденцию к уменьшению, что увеличивает вероятность их достижения.

Отметим важную особенность. Если угловая скорость крена в процессе движения приближается либо превосходит меньшую из критических скоростей крена, то устойчивость движения самолета уменьшается либо теряется. При этом α и β начнут монотонно возрастать, и если вращение не будет прекращено, то самолет может войти на недопустимо большие α и β, и при больших скоростных напорах, когда Y > Y_дon, наступит разрушение конструкции самолета.

Отметим особенности состояния самолета в двух ситуациях следующими многомерными управлениями: (δ_э, δ_рв), (δ_э, δ_рн).

I. Предельно-допустимые (критические) параметры движения при многомерном управлении (δ_э,δ_рв) и прежде всего при маневре крена.

Величины предельных установившихся значений углов атаки а, скольжения β и проекций вектора угловой скорости (ω_x,ω_у,ω_z) являются неоднозначными функциями отклонений органов управления, т. е. имеется несколько особых точек системы уравнений движения. Во всех случаях линейный характер зависимости угловой скорости крена ω_x от отклонения элеронов δ_э нарушается.

В этом состоит принципиальное отличие результатов, полученных согласно теории линейных дифференциальных уравнений.

II. Предельно допустимые (критические) параметры движения при многомерном управлении (δ_э, δ_рн).

Критические области по параметрам пространственного движения:

– продольная устойчивость обусловливает ограничения на m^α_z ≥ (m^α_z)_кр из условия n_y ≤ (n_y)_кр;

– путевая устойчивость m^β_у ≥ (m^β_у)_кр из условия n_z ≤ (n_z)_кр;

– путевая устойчивость m^β_y ≥ (m^β_у)_кр из условия инерционного вращения;

– поперечная устойчивость m^β_x ≤ (m^β_x)_кр.

Аналитические исследования динамики движения самолета при больших углах атаки ведутся по нескольким направлениям, к важнейшим из которых относятся: разработка приближенных критериев для оценки углов атаки начала сваливания; разработка различных мероприятий по улучшению характеристик сваливания и штопора; синтез аналитических моделей движения в штопоре и выявление влияния аэродинамических и массовых характеристик на движение самолета в штопоре.

На рис. 1.14 приведены особенности динамики современных маневренных самолетов на режимах сваливания и штопора.

Рис. 1.14.

Рис. 1.14 (Окончание)

К наиболее характерным критическим режимам относятся: сваливание, штопор, аэроинерционное самовращение, сверхзвуковой срыв, неуправляемое движение крена (реверс элеронов).

Качественная модель процессов

Сваливание связано с выходом на большие, положительные или отрицательные, углы атаки и сопровождается самопроизвольными расходящимися апериодическими или колебательными движениями самолета либо нерасходящимися колебаниями, возрастающими с увеличением угла атаки. Такое движение начинается при углах атаки α* больше α_доп – предельно допустимого на 4°–5° (рис. 1.15).

Рис. 1.15

Штопор обычно развивается после сваливания самолета, если при этом возникают значительные моменты тангажа, рыскания или крена. Он сопровождается самопроизвольным сложным пространственным движением (как правило, вращательным) на углах атаки, превышающих α* (рис. 1.15), обусловленным взаимодействием аэродинамических и инерционных сил и моментов.

Аэроинерционное самовращение характеризуется возникновением сложного неуправляемого движения самолета относительно трех осей с большой угловой скоростью и значительными ускорениями. При этом резко возрастают углы атаки и скольжения и как следствие нормальные и поперечные перегрузки.

Такой режим возникает тогда, когда ω_х превышает (ω_x)_доп на 10÷15 % и представляет собой наиболее опасную форму проявления в полете взаимодействия продольного и бокового движений самолета (рис. 1.16).

Рис. 1.16

Сверхзвуковой срыв сопровождается неуправляемым пространственным движением самолета, когда интенсивно возрастают угол скольжения, вращение относительно трех осей, ростом нормальной и поперечных перегрузок. Этот режим начинается тогда, когда число Маха (М) превышает М_доп (рис. 1.8) более чем на 10 %.

Скорость реверса V_рэ элеронов – когда достигнута такая скорость, при которой отклонение элеронов не приводит к возникновению момента крена. При скорости полета V > V_рэ действие элеронов обратное.

Таким образом, при построении областей опасных и безопасных состояний самолета необходимо выделять различные режимы движения:

– стационарные;

– квазистационарные;

– динамические (плоские и пространственные).

Приведенные режимы характерны соответствующим этапам эволюции авиационной техники от простейших до современных истребителей.

Системы контроля, согласно законам эволюции, над конструкций и двигателей также должны эволюционировать от простейших, когда обеспечивался контроль параметров самолета как материальной точки, до современных.

Аэродинамическое взаимодействие. Проблемы контроля

Рассмотрим функциональную зависимость C_y(·). Отметим, что поле аэродинамических сил и моментов формируется и создается полем аэродинамического давления р(·). Во всех случаях ограничению подлежит C_y. Это обусловлено тем, что β, ω_x, M и т. д. из-меняют не α, а C_y. При этом важно, какова величина C_y(z). Зная эти величины, мы можем вычислять и прогнозировать как сваливание, так и аэродинамическое самовращение. Во всех случаях не α, а C_y характеризует чрезмерное падение подъемной силы Y или его возрастание. Последнее обусловлено не только углом атак α, но и β, а также .

Угол атаки может характеризовать состояние ПСАД только в плоском установившемся режиме полета, когда отсутствуют углы скольжения β, угловые скорости .

ПСАД на околокритических и закритических углах атаки

В зависимости от вида кривой C_у = f(α) сочетания величин угла атаки центрального сечения крыла, угловой скорости его вращения ПСАД обусловливает следующие виды движения:

– самовращение крыла;

– отсутствие вращения крыла при результирующем аэродинамическом моменте крена, равном нулю;

– аэродинамическое демпфирование крена.

В режиме самовращения стреловидного крыла на сравнительно небольших закритических углах атаки при малом скольжении угловая скорость самовращения такого крыла может периодически изменяться с возможными изменениями направления движения. Все сказанное характеризует ПСАД как динамическую систему, описание состояния которой представляет собой самостоятельную проблему, решение которой крайне необходимо для:

– прогнозирования критических режимов полета;

– формирования управляющих воздействий по предотвращению критических режимов и вывода в область допустимых состояний;

– построения областей допустимых и критических состояний ЛА и его ПСАД.

Рассмотрим особенности ПСАД, сопутствующие возникновению сваливания самолета. В случае, когда ω_x ≠ 0 углы атаки α на опускающейся половине крыла будут увеличиваться, а на другой – уменьшаться. Там, где α увеличивается, создаются условия для интенсивного развития местной области срыва потока, когда местный угол атаки α_м достигает критического значения α_кр.

Асимметрия расположения областей срыва потока по крылу, обусловленная ω_х, в свою очередь способствует дальнейшему увеличению абсолютной величины ω_х.

Важная роль в возникновении срывного обтекания принадлежит геометрической и жесткостной асимметрии крыла, что способствует дополнительному изменению ПСАД, обусловливающему кренение самолета. При этом, когда α достигает α_св, создаются условия для пространственного движения крена и тангажа большой амплитуды. Несимметричное зарождение и развитие областей срыва потока на крыле большей стреловидности и малого удлинения происходит с большой скоростью распространения срыва, что обусловливает появление сравнительно больших кренящих, а также заворачивающих аэродинамических моментов. Все это обусловлено перераспределением R_y и R_х.

На ПСАД при сваливании с некоординированных маневров при большой приборной скорости и числах М важную роль оказывают асимметрия, неравномерность и нестабильность обтекания самолета на исходном режиме (β₀ ≠ 0, ω_x0 ≠ 0, ω_y0 ≠ 0). При таком режиме уменьшается результирующая аэродинамическая сила R и ее вертикальная составляющая R_y. При β₀ ≠ 0 возникает скольжение, например, на левое крыло, что уменьшает эффективный угол стреловидности этого крыла и увеличивает его подъемную силу. Это приводит к изменению направления вращения.

Определяющая роль принадлежит коэффициенту подъемной силы C_y в силу его зависимости не только от α, но и от χ, M, β, ω, где χ – угол стреловидности крыла. В итоге мы можем констатировать, что законы образования аэродинамических сил и моментов в статике плоского движения и динамике пространственного движения изменяются. В этой ситуации информация об α для формирования управления, в том числе ограничения критических состояний, не имеет смысла. Здесь необходимо использовать информацию о величине C_y(·).

Рассмотрим функции C_y(·) на качественном уровне. На рис. 1.17 приведены функции C_у(α) для стреловидного крыла (2), прямого (1) и соответствующие этим функциям критические значения угла атаки α_кр крыла.

Рис. 1.17

Пусть возникла угловая скорость ω_х относительно оси ОХ (продольной), что обусловливает изменение угла атаки α. Угол атаки, измеряемый флюгариком α_ф, остается неизменным. Величина C_у(z) получит приращение

ΔC_у(z) = ΔC_у(Δα(z,ω_x)).

Пусть ω_x увеличивается. При этом увеличивается C_у(z), и при достижении C_укр в сечении z угол атаки достигает критического значения α_кр. При этом α_ф остается неизменным, что обусловливает необходимость введения зависимости α_кр = α_кр(α_ф,ω_х). Если мы будем рассматривать C_у(z,α), где α – угол атаки в сечении z по размаху крыла, когда ω_x ≠ 0, β = 0, то получим:

C_у(z,α) = C_у(α_ф) + ΔC_у(z,ω_х,β).

При этом

Изменение критического угла атаки самолета при полете с ω_x ≠ 0 приведено на рис. 1.18. При этом зависимость C_у(α) преобразуется в C_у(α,ω_х), и тогда α_кр = α_кр(ω_х); C_{у кр} = C_{у кр}(α,ω_х), когда .

Рис. 1.18

Эти различия обусловлены методами измерения угла атаки, т. е. методами съема информации. При этом на рис. 1.18 представлены зависимости C_у от угла атаки α_ф, измеренного флюгариком в невозмущенном потоке воздуха.

Пусть самолет совершает полет при α < α_кр и ω_x = 0. Угол атаки α измеряется флюгариком α_ф в невозмущенном потоке воздуха α_нв = α_ф. Рассмотрим сечение крыла на расстоянии z от оси симметрии. В рассматриваемой ситуации С_у = С_у(z) = С_у(α(z)).

Если мы хотим строить алгоритм вычисления , то должны воспользоваться зависимостью:

Таким образом, α_кр, измеренное флюгерным датчиком, – это некоторая функция ω_х, а в общем случае и β; в то же время критический местный угол в сечении z крыла и соответственно С_укр не изменяются.

Рассмотрим особенности α_кр измеренного флюгариком, т. е. α_ф. В стационарном плоском режиме полета достаточно гарантировать α_ф ≤ α_кр, чтобы обеспечить безопасность ЛА. В случае, когда рассматривается стационарное пространственное движение при β ≠ 0, необходимо при ограничении α_ф учитывать α_кр = α_кр(β). В случае, когда имеет место переход от дозвуковых к сверхзвуковым режимам полета при β ≠ 0, необходимо учитывать М, и тогда α_кр = α_кр(β,M).

В случае, когда имеет место ω_х, тогда α_кр = α_кр(β,M,ω_x). При пространственном маневре α_кр = α_кр(β,M,). Таким образом, предлагается в качестве координаты контроля и ограничения использовать не α_ф, а C_у(z) сечения крыла. Информация о C_у(z) – фундаментальная характеристика области Ω_доп особенно в динамическом режиме, когда необходимо отслеживать C_{у max} или C_{у кр}. В этом режиме измерить α(z) флюгариком невозможно, так как флюгарик неадекватно отображает значение α(z).

Влияние угла скольжения β на величину критического угла атаки представлено на рис. 1.19.

Изменение поля сил аэродинамического давления, обусловленное β ≠ 0, связано с изменением местного угла атаки α(z,β), когда .

При этом критический угол атаки, измеренный флюгариком, не зависит от β так же, как и ранее от ω_х. Влияние числа Маха на величину C_{у кр} = C_{у св}, где C_{у св} – подъемная сила сваливания, представлена в виде графика на рис. 1.20.

Рис. 1.19

Рис. 1.20

Области допустимых и критических состояний ПСАД, построенных из условий сваливания для различных скоростей полета при выполнении маневров на заданной высоте без вращения и скольжения, изображены на рис. 1.21.

На рис. 1.21 введены обозначения: V_св – скорость сваливания; – критическое значение перегрузки n_у; V_пр – приборная скорость полета; Ω_доп, Ω_кр – допустимые и критические значения (V_пр, n_у) соответственно.

Рис. 1.21

Ситуация существенно изменяется, когда рассматривается ПСАД и его свойства в горизонтальном полете с вращением. При этом область опасных состояний проявляется во взаимодействии продольного и бокового движений, когда создается опасность потери устойчивости, которая зависит (в основном) от следующих факторов: – коэффициента продольной статической устойчивости; m^β_y – коэффициента путевой статической устойчивости; величины угловой скорости ω_х; S – площадь крыла (рис. 1.22). При этом область Ω_доп образована огибающими семейства гипербол, являющихся границами областей устойчивости, полученными при различных значениях угловых скоростей вращения самолета.

Расширение коридора обусловлено демпфированием рыскания и тангажа. Всем значениям и m^β_y внутри области Ω_доп будут соответствовать режимы полета, устойчивые относительно крена при соответствующих ω_х.

Рис. 1.22

Перекрестные связи между продольным и боковыми моментами сказываются, например, следующим образом: при изменении угла атаки α не только изменяется момент тангажа М_z, но и самопроизвольно изменяются моменты рыскания и крена (боковые моменты) и наоборот. Подобные взаимосвязанные изменения характеристик продольного и бокового движений самолета определяются действующими на него аэродинамическими, инерционными и гироскопическими моментами и силами.

Сложность контроля и ограничения параметров фазовой траектории [22] критических значений угловых скорости и ускорения ω_{x max}, ε_{x max}, а также ω_{y max}, ε_{y max} обусловлено их многозначностью от начальных условий. Так, например, по перегрузке критические значения ω_х изменяются от 0,8 рад/сек до 2,0 рад/сек при изменении n_у от 1,0 до 2,5 для самолета МиГ-19.

Все сказанное выше позволяет сформулировать

Утверждение. Обеспечение безопасности полета маневренных самолетов целесообразно реализовывать с помощью систем контроля поля сил аэродинамического давления.

В настоящее время одним из альтернативных путей в разработке измерительных систем состояния ЛА в полете является так называемый «активный» аэрометрический метод, в основе которого лежит использование в качестве первичной информации поля аэродинамических давлений на поверхности ЛА, которое определяет реакцию воздушной среды на возмущения, вносимые ЛА. В этом случае как силовое воздействие потока на ЛА и отдельные его части, так и параметры невозмущенного потока могут быть определены косвенным, опосредованным путем через поле давлений на поверхности ЛА, используя при этом законы аэродинамики обтекания, на основе которых и может быть получена адекватная связь между параметрами движения ЛА и точечными характеристиками поля давлений на его поверхности.

Пусть мы имеем возможность контролировать вектор как распределенный по поверхности и ограничивать его с помощью соответствующих управлений. Рассмотрим простейшую физическую модель взаимосвязи с параметрами n_у, n_x, при сваливании самолета, когда принимает значение , контроль над которой мы считаем возможным.

Таким образом, мы рассматриваем плоское движение, когда = (R_x,R_у), = ((R_x)_св,(R_у)_св), где – величина аэродинамической силы при отсутствии срыва потока; – величина аэродинамической силы после развития срыва потока. Приращение обусловливает изменение параметров траектории.

Сила сопротивления R_xсв и подъемная сила R_усв создают соответствующие перегрузки

Конец ознакомительного фрагмента.