CC BY
59
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
УДК 629.7.015
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ИНТЕРЦЕПТОРАМИ НА ПРОБЕГЕ
М.А. ГАМУЛИН, А.В. ГРЕБЁНКИН, А.М. РОГОНОВ
По заказу редакционной коллегии
Рассматривается возможность использования сигнала АСШУ-334 на секции интерцепторов, как вспомогательного средства борьбы с боковыми выкатываниями самолёта Ту-334 на пробеге.
Использование на самолётах нового поколения автоматических систем штурвального управления (АСШУ) позволяет реализовать принцип совмещённого управления и генерировать управляющие сигналы автоматических систем управления, сопутствующие управляющим сигналам пилота. С целью повышения эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, бокового ветра, отказа двигателя и возможных ошибок пилотирования предлагается формирование сигнала АСШУ-334 на секции интерцепторов, как вспомогательного средства борьбы с боковым уводом самолёта Ту-334 на этапе пробега.
Входными сигналами алгоритма являются:
1) Ъ - боковое смещение от оси ВПП (положение директорной стрелки) [м];
2) 2 - скорость бокового смещения от оси ВПП [м/с];
3) УПР - приборная скорость [км/ч].
Подключение алгоритма происходит при условии обжатия левой и правой стоек шасси. При этом формируется разовая команда на выпуск всех секций интерцепторов и воздушных тормозов в положение -50 град. Время выпуска 1 сек.
При условии выпуска интерцепторов подключается контроль за боковым смещением от оси ВПП (Ъ) и скоростью бокового смещения (Ъ ).
При условии Ъ > 5 ми Ъ > 0 формируется сигнал на вход приводов левых секций интерцепторов:
X = X ___2__Ъ_____1__Ъ
^ инт . лев .. л инт . лев . ._ 1 ту у
1 1 V пр V пр
В этом случае на правые секции интерцепторов подаётся этот же сигнал, но с обратным знаком.
При условии Ъ <_5 ми Ъ < 0 формируется сигнал на вход приводов правых секций интерцепторов:
Х= V +---2__ъ____1__Ъ .
инт . пр . Л- инт . пр . _1 -у у
1 1 V пр V пр
В этом случае на левые секции интерцепторов подаётся этот же сигнал, но с обратным знаком.
Использование сигнала Упр позволяет учесть влияние скорости пробега на характер выпуска (уборки) интерцепторов с учётом их эффективности.
Допустимый боковой увод ± 5 м выбран из условия приоритетности задач управления: основным звеном замкнутого контура управления является пилот, вторичным (вспомогательным) - предлагаемый сигнал АСШУ.
Контроль за скоростью изменения бокового увода введён с целью устранения лишних управляющих воздействий при наличии тенденции к минимизации бокового смещения от заданной траектории движения.
Отключение сигнала формируется при условии перевода РУД на взлётный режим или при уменьшении приборной скорости до 10 км/ч. В этих случаях формируется разовая команда на уборку всех средств аэродинамического торможения.
Проверка алгоритма выполнена путём математического моделирования посадки самолёта Ту-334 на скользкую ВПП (цд=0,3) в условиях бокового ветра 15 м/с и отказа критического двигателя.
Начальные условия для моделирования: масса самолёта 40000 кг; центровка 25% САХ; скорость захода на посадку 231 км/ч; наклон глиссады -2,67 град;
положение закрылков и предкрылков 34 град и 27 град соответственно; шасси выпущено;
атмосферные условия стандартные, ВПП на уровне моря.
Полёт моделировался с высоты 108,2 м. Управление на глиссаде моделировалось по сигналам курсоглиссадной системы (КГС) (см. рис. 1).
Рис. 1. Схема движения самолёта по глиссаде Если угол наклона глиссады 0Г > - 0.1, то в других случаях:
A L рм — 1^ / tan 0 г .
Если a l РМ > l (самолёт перед ГРМ):
расстояние от ГРМ до Ц.М. самолёта, измеренное по горизонтали
RM=ALpm—L ;
высота глиссады
НГ = —RM ■ tan 0Г;
расстояние от ГРМ до Ц.М. самолёта
rmg = rm ■
1
COS0r
скорость приближения к ГРМ
1
RMG = — L ■-
COS0r
отклонение от глиссады по высоте
AH = Н — Нг .
Углы на ГРМ, КРМ и скорость их изменения:
£г = arctg(H/RM )+0г,
e г = (Н • RM + H • L )/ RM • RM + H • H,
£к = arctg(ZRMG),
ек = (z • RMG- Z • RMG)/(RMG RMG+ Z • Z).
Управление на глиссаде сводилось к решению следующих задач: управление рулём высоты и элеронами по сигналам КГС:
X в i = X в i-i + 0.25 •£ г + 2e г + 0,4 w Z + 0.2 W z ’
X В i = X В i-i + 0.167 e R +1.67 •ÉR + 0,167 •g + 0.167 •Wx - 0.667 Y , управление рулём направления (устранение скольжения):
Xhí = Xhí-1 + 0.333 b + 0,266 cbY + 0.5 y , управление тягой двигателей, направленное на удержание скорости захода на посадку 231 км/ч.
На высоте 50 м (по радиовысотомеру) вводилась процедура отказа двигателя (тяга отказавшего двигателя уменьшалась до 0 за 5 сек).
При условии НРв<7м выполнялось переключение в управлении рулём высоты на задачу выравнивания по принципу погони за "целью":
X в i = X в i-1 + 0.3 •e Ц + 0,4 •e Ц + 0,2 w Z + 0.1 •ib Z .
Этот способ пилотирования наиболее близок к реальным действиям пилота и позволяет получить хорошие характеристики приземления для большинства ожидаемых условий эксплуатации и особых ситуаций (рис. 2).
Рис. 2. Погоня за "целью" (продольный канал управления)
При достижении самолетом высоты начала выравнивания определяется расстояние до "цели"
т = Нц- Н нв ,
Ьц _ • г\
sin 0
где Нц - высота "цели" (расстояние от впп до центра масс самолета при необжатых амортиза ционных стойках);
Ннв- высота начала выравнивания;
0 - угол наклона траектории. в ходе выполнения выравнивания Ьц не меняется.
в продольном канале управления на выравнивании по принципу погони за "целью" моделью пилота решается задача по минимизации угла 8ц, который определяется по формуле
где ДН=Ннв-Нц.
Кроме этого, в закон управления включаются реакции на скорость изменения этого угла
Управление по принципу погони за "целью" можно использовать и в решении других задач пилотирования, например, выход на заданную высоту. В этом случае достаточно изменить высоту "цели" при прочих равных условиях. На посадке с выравниванием по "цели" Нц равна высоте центра масс самолёта при необжатых амортизационных стойках (для Ту-334 Нц=3,4 м).
В ходе выполнения выравнивания, при условии НРВ<5м, вводилась процедура дросселирования тяги работающего двигателя до малого газа (РУД=6 град).
При НРВ<4м управление элеронами переключалось на устранение крена:
При этом удержание самолёта на курсе посадки моделировалось переключением управления рулём направления на сигналы КРМ:
Хні = Хні-і — 0.2 • є к — 2.8 • є к + 0.233 • Юу'
После первого касания ВПП: управление рулём направления переключалось на устранение бокового смещения самолёта от
РУД работающего двигателя переводился в положение минимального реверса (РУД=-20 град), штурвал по крену переводился в положение 0 мм.
При касании ВПП носовым колесом штурвал по тангажу переводился в положение 0 мм, включался максимальный реверс работающего двигателя (РУД= -34 град) и с запаздыванием
1 сек вводилась процедура основного торможения колёс.
После уменьшения приборной скорости до 110 км/ч выполнялось отключение максимального реверса тяги работающего двигателя (перевод РУД в положение малого реверса -20 град).
На рис. 3 ...6 приведены некоторые результаты моделирования посадки самолёта Ту-334 в условиях бокового ветра 15 м/с (справа) с вводом отказа второго (критического) двигателя. Состояние ВПП задавалось коэффициентом сцепления цд= 0,3.
Без использования сигнала АСШУ-334 на раздельное управления секциями интерцепторов на пробеге (см. рис. 3 .4) имеет место боковое выкатывание самолёта, которое увеличивается реверсом тяги работающего двигателя. На скорости 140 км/ч руль направления и носовое колесо достигают максимальных углов отклонения и находятся в этом положении до конца полёта в условиях увеличивающегося темпа бокового смещения самолёта от оси ВПП.
При использовании сигнала АСШУ-334 на раздельное управления секциями интерцепторов на пробеге (см. рис. 5 .6) при увеличении бокового увода до ї=-5 м произошла полная уборка левых секций интерцепторов (правые секции остались в выпущенном положении). Это позволило существенно замедлить темп увеличения бокового увода и избежать бокового выкатывания. Уборка левых секций интерцепторов в рассматриваемых условиях позволила разгрузить руль направления и уменьшить углы отклонения руля направления и носового колеса (снять с упора), что позволило реализовать необходимое управляющее воздействие.
Использование интерцепторного управления на пробеге привело к увеличению посадочной дистанции в среднем на 11,5 метра, что не оказывает существенного влияния на сертификационные характеристики самолёта.
Хэі - XЭі-1 + 0.1 • 7 + 0.167 • 7 + 0.1 • Юх + 0.167 • Юх.
оси ВПП:
Хні = Хні-1 0.1 ї 0.5 • 2 + 0.2-Юу+0.4-Юу,
р. в.
WAY OF CONTROL OF SPOILERS ON RUN
Gamulin M.A. , Grebyonkin A.V., Rogonov A.M.
Possibility of using of a signal of an automatic system of wheel steering on a section of spoilers, as aid of scrambling with side withdrawals of an airplane on running is considered.
Сведения об авторах
Гамулин Максим Андреевич, 1981 г.р., окончил УВАУ ГА (2003), аспирант УВАУ ГА, область научных интересов - лётная эксплуатация летательных аппаратов.
Гребёнкин Александр Витальевич, 1958 г.р., окончил РКИИ ГА (1981), доктор технических наук, автор более 80 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полёта, комплексное математическое моделирование задач динамики управляемого движения летательных аппаратов.
Рогонов Александр Михайлович, 1958 г.р., окончил ОЛА ГА (1981), первый проректор УВАУ ГА по лётной подготовке, кандидат технических наук, автор более 10 научных работ, область научных интересов - лётная эксплуатация летательных аппаратов.
