4.5. Внешние и атмосферные условия: воздействия на характеристики и имитация в тренажерах

Внешние и атмосферные факторы оказывают существенное влия­ние на работу многих функциональных систем ЛА, а также на условия самолетовождения и на состояние и деятельность экипажа. Многие технические и эргономические характеристики заметно изме­няются при отклонении указанных факторов от средних (номиналь­ных) значений. Еще большие изменения могут возникнуть при появ­лении новых факторов, не свойственных обычным, нормальным ус­ловиям. Это может усугубить последствия ряда ОС, перевести их в аварийные и даже катастрофические, хотя в простых условиях они не приводят к летным происшествиям. Поэтому большое число внешних и атмосферных факторов и их вариации в пределах ОУЭ должны воспроизводиться в тренажерах.

К основным факторам рассматриваемого типа, подлежащим ими­тации, относятся:

изменения температуры атмосферного воздуха; изменение барометрического давления; влажность; ветер; сдвиг ветра; турбулентность; облачность; туман; дождь, град, снег; водность; попадание молнии; соударение с птицами или попадание птиц в двигатель; соударение с посторонними предметами или попадание их в двигатель.

Перечисленные факторы не являются независимыми. Во-первых, они в сильной степени зависят от высоты полета или располо­жения аэродрома над уровнем моря. Во-вторых, их значения опре­деляются географическим (климатическим) районом, сезоном, а в некоторых случаях и временем суток. В-третьих, многие из них нахо­дятся в некоей корреляционной взаимосвязи, друг с другом.

В реальных полетах практически каждый из факторов подвержен случайным воздействиям, вследствие чего его характерные зна­чения образуют некую область разброса. Параметры разброса и корреляционных связей устанавливаются по результатам специаль­ных аэроклиматических исследований. Однако в конкретные PC эти факторы, как правило, вносятся детерминированным образом, не­смотря на их случайный характер.

Уже давно осредненные зависимости от высоты тех факторов, с которыми авиация столкнулась раньше всего, были аппроксими­рованы в виде, табличных функций, условно называемых стан­дартной атмосферой (СА). Это относится к температуре и давлению, которые в свою очередь определяют плотность воздуха и скорость звука. Однако такие факторы, как ветер, влажность, водность, турбулентность, облачность в СА не регламентированы и должны задаваться особо. Для этого существуют различные модели атмо­сферы, в том числе, и вероятностные, обобщающие статистические данные о разбросе различных факторов в зависимости от высоты, сезона и т. д. В настоящем разделе данные, приводимые в ука­занных моделях, трансформируются таким образом, чтобы они могли быть использованы при построении системы PC.

Представляет интерес хотя бы вкратце осветить вопрос влияния атмосферных факторов на характеристики полета ЛА. Оно прояв­ляется одновременно по целому ряду направлений; в большинстве случаев это влияние является неблагоприятным. Именно поэтому возможно усугубление последствий ОС при сложных атмосферных условиях.

Схематически основные проявления (в техническом плане) внеш­них и атмосферных факторов представлены на рис. 4.6. Они сводите» к изменению или отклонению:

а) характеристик силовой установки — тяги (мощности) двига­телей, расхода топлива, условий устойчивой работы;

б) числа М, скоростного напора и некоторых других параметров;

в) геометрической высоты от высоты, принятой в СА (баро­метрической) ²³;

г) условий работы системы управления и пилотажно-навига­ционного оборудования;

д) характеристик радиосвязных и радиолокационных средств;

е) температуры и давления в кабине и пассажирских сало­нах;

ж) видимости;

з) коэффициентов сцепления колес шасси с ВПП;

Рис. 4.6. Схема, иллюстрирующая воздействие основных атмосферных фак­торов на характеристики ЛА и на условия самолетовождения

и) углов атаки, траектории и курса.

Кроме того, при определенных сочетаниях параметров возможно возникновение таких неблагоприятных явлений, как обледенение, болтанка, боковой снос и т. д.

Результирующим проявлением влияния перечисленных факторов является ухудшение летных данных, маневренности, устойчивости и управляемости, а в конечном счете — изменение параметров дви­жения ЛА. При особо неблагоприятном сочетании условий возмо­жен выход отдельных параметров из эксплуатационного или даже предельного диапазона. Наиболее сильно такое снижение свойств ЛА и его систем сказывается при возникновении функциональных отказов, снижающих располагаемые характеристики маневренности, устойчивости и управляемости.

Остановимся подробнее на ухудшении летных данных и манев­ренности при изменении температуры и влажности воздуха. При постоянном давлении тяга падает с возрастанием температуры воздуха или с повышением влажности. Это может быть описано с помощью линейного уравнения вида:

По закону влияния разности близких величин падение тяги дви­гателя из-за повышения температуры и наличия влажности приво­дит к более сильному уменьшению избытка тяги. При возникно­вении же отказа одного из двигателей это падение значительно усиливается, так как располагаемая тяга Rизб заметно уменьшается.

Сказанное можно проиллюстрировать на примере некоторых характеристик взлета трехдвигательного магистрального самолета с взлетной массой 92 000 кг. Примем, что максимальная статическая тяга каждого двигателя равна 13 000 кг; на скорости 270—300 км/ч тяга, соответствующая этому режиму, снижается до 9300 кг. Коэф­фициент влияния температуры в диапазоне Т= —20 40°

dP/dT=25кг/град; при Т> 40° этот коэффициент возрастает до70 кг/град.

Рассмотрим нормальный и продолженный взлет после отказа одного из двигателей вскоре после отрыва самолета от ВПП. В табл. 4.1—4.2 приводятся значения следующих характеристик: про­дольной перегрузки nх, максимально возможного угла траектории в наборе высоты и максимальной вертикальной скорости Vymax. Расчеты проводились для трех значений температуры (Т=ТСА, Т=256 и Т= 35°) применительно к аэродрому, расположенному на уровне моря (H==0) (см. табл. 4.1), и для двух температур Т=ТСА и Т==25 ° при взлете самолета с высокогорного аэродрома, расположенного на высоте Н=2500 м (см. табл. 4.2).

Представленные данные подтверждают все вышеуказанные поло­жения. В случае нормального функционирования силовой установки повышение температуры воздуха на 25° ухудшает маневренные свойства самолета примерно на 10%; так, располагаемая верти­кальная скорость снижается с 14,8 м/с до 13,3, т. е. незначитель­но. При полетах в очень жарких условиях ( Т =35°) имеет место гораздо более ощутимое ухудшение маневренных свойств: вертикаль­ная скорость снижается на 31% и составляет 11,3 м/с.

В случае отказа двигателя влияние повышения температуры проявляется значительно сильнее. При Т =25° вертикальная ско­рость по сравнению с условиями СА снижается на 73% и сос­тавляет в процессе продолженного взлета всего 5,6 м/с. При столь малых маневренных свойствах требуется очень точное пилотирова­ние, с тем чтобы не допустить столкновения с препятствием.

Описанный пример подчеркивает важность правильной имитации в КАТ режимов с большими отклонениями условий от СА. Исход­ные данные должны содержаться в расширенной модели атмосфер­ных параметров.

Модель должна обеспечивать учет большинства атмосферных факторов, упомянутых в начале настоящего раздела. Она должна позволять воспроизводить возможные изменения температуры, дав­ления, ветра и других факторов, влияющих на летные данные и характеристики пилотирования. Эта модель должна быть достаточ­но простой, унифицированной и в то же время гибкой.

Наилучшая модель атмосферы, отвечающая всем требованиям, может быть построена на базе кусочно-линейной аппроксимации зависимости этих факторов от барометрической высоты, дальности и времени.

Основные допущения, принятые при построении модели, заклю­чаются в следующем:

Для каждого фактора строится своя, отдельная зависимость, в которой могут присутствовать члены, учитывающие влияние других факторов.

Каждый фактор может быть представлен в виде суммы независимых членов, дополняющих основную зависимость, принятую для него в СА. Дополнения сводятся к зависимостям (профи­лям) от высоты, дальности и времени. Полное выражение, аппрок­симирующее зависимость i-ro фактора от трех основных аргументов, имеет вид:

Если фактор не регламентирован в СА, то первый член уравнения (4.41) должен представлять собой некую исходную за­висимость (профиль) или постоянную величину.

Каждый из составляющих членов функции (4.41) может быть аппроксимирован кусочно-линейной функцией.

Функции, аппроксимирующие дополнительные члены выраже­ния (4.41), задаются в виде совокупности характеристик, осредняющих зависимости рассматриваемого фактора для определенного климатического района или сезона года. Район может быть доста­точно широким, например северное полушарие или территория СССР, либо более узким, например европейская территория СССР. Возмож­ными сезонами являются — год, зимнее или летнее полугодие, или 4 сезона — зима, весна, лето, осень.

Каждая дополнительная составляющая, входящая в выраже­ние (4.41), определяется неким набором параметров, которые в общем случае не являются независимыми величинами, а связаны между собой и с другими факторами корреляционными зависи­мостями. Коэффициенты корреляции (регрессии) должны быть за­даны в модели. К числу параметров относятся, например, градиен­ты наклона функций по высоте, дальности или времени и коэффи­циенты аппроксимирующих линейных выражений.

В рамках настоящей книги структура указанной модели может быть проиллюстрирована на примере одного из важнейших факторов — температуры атмосферного воздуха. Конкретную реализацию температуры воздуха от барометрической высоты, дальности, пролетаемой ЛА, и времени можно выразить в виде

|

Как известно, принятая в СА зависимость ТСХ(Н) является эд кусочно-линейной функцией, состоящей в диапазоне высот 0—30 км из трех участков (рис. 4.7). Исходя из результатов статистичеЯ ской обработки обширных материалов многолетних аэрологических наблюдений, предлагается высотный профиль отклонений темпера­туры от СА в конкретной реализации \Тн{Н) аппроксимировать кусочно-линейной функцией, состоящей из 6 участков (рис. 4.7).

Рис. 4.7. Схема построения реализаций профиля температуры Т„(Н)

Участки соответствуют следующим интервалам атмосферы по высоте:

1 приземный слой: Н0— Н1 (H0=0);

2 тропосфера: Н1— Н2

3 тропопауза: Н2— Н3

4 нижняя стратосфера: Н3— Н4

5 верхний переходной участок: Н4— Н5

6 верхний слой: Н5— Н6 (H6== 30 км).

Кусочно-линейный профиль Т(Н) задается отклонениями темпе­ратуры в узловых точках, соответствующих границам каждого из вышеназванных участков — H0, H1, H2, H3, H4, H5, H6. Эти отклоне­ния обозначаются как ТHj, где j индекс узловой точки.

Типовой профиль отклонения температуры от СА и соответствующий ему полный профиль температуры Т(Н) показаны на рис. 4.7.

Строго говоря, зависимость Т(Н) представляет собой случай­ную функцию. При этом значения ТHj в узловых точках не являют­ся независимыми, а подчиняются определенным корреляционным связям. В модели профиля температуры используются корреляцион­ные связи ряда значений ТHj с отклонениями температуры на двух узловых уровнях: Н1 (нижняя граница тропосферы) и H3 (верхняя граница тропопаузы). Отклонение Т1 соответствующее высоте H1 принимается в качестве определяющего: с его помощью находятся отклонения Т0, Т2, Т3; затем по Т3 находятся значения Т4 и Т5.

Коэффициенты корреляции и другие данные, по которым форми­руются конкретные профили, зависят от рассматриваемого климати­ческого района и времени года (сезона). Так, например, для европей­ского района СССР коэффициент корреляции между отклонениями Т0 и Т1 равен 0,7. Это означает, что только в 70% случаев откло­нения Т0 и Т1 близки друг к другу. В остальных же 30% случаев градиент температуры в приземном слое отличается заметным обра­зом от принятого в СА: имеет место так называемая инверсия тем­пературы (см. рис. 4.7). Это означает, что при больших отрицатель­ных температурах у земли на высоте H=1000 м может присутство­вать теплый воздух. Такое явление может повлиять на условия по­лета, в особенности при отказах двигателя. Поэтому система PC должна предусматривать отработку техники пилотирования в по­добных условиях на КАТ.

Для конкретных PC могут быть использованы детерминированные профили температуры, соответствующие «жарким» и «холодным» дням, а также дням со «смешанным» профилем. В первом случае все поправки ТHj являются существенно положительными, а во вто­ром — отрицательными; в случае «смешанного» профиля имеет место ярко выраженная инверсия температуры.

Зависимости отклонений температуры от дальности и времени Тl(L) и Тt(t) также могут быть аппроксимированы кусочно-­линейными функциями, задаваемыми в определенных узловых точ­ках, (рис. 4.8). Можно принять, что по оси дальности узловые точки располагаются с шагом L = 400 км, а по оси времени — с ша­гом t = 3 ч.

Рассмотренная выше математическая модель описывает полет Л А в спокойной, невозмущенной атмосфере.

При полете в неспокойной атмосфере изменяются углы атаки а и скольжения р. Соответственно изменяются перегрузки nу и n2, вы­зывая болтанку самолета. При воздействии движущихся масс возду­ха на самолет существенную роль играют соотношения размеров возмущенных зон воздуха с размерами самолета, скорость и направ­ление их движения, а также градиент нарастания этой скорости. Если скорость движения воздуха (по отношению к самолету) воз­растает до максимального значения за 2 с и более, то такие перемещения масс воздуха называют потоками, а если менее 2 с— порывами.

Рис. 4.8. Схема кусочно-линейной аппроксимации зависимости изменений темпера­туры от удаления

Реакция самолета на порыв воздуха зависит от взаимной ориен­тации вектора скорости самолета и направления движения воздуха.

Влияние турбулентности зависит от аэродинамических характе­ристик и размеров самолета. Вертикальные порывы ветра вы­зывают изменение угла атаки а, а горизонтальные порывы — изменение угла скольжения , что можно характеризовать следую­щими зависимостями:

S(to) =6²

g

31

1+3 <o²-L² (1+ш²/.²)² I

(4.45)

В качестве математического описания турбулентности широко! используется известная формула Драйдена для определения спект­ральной плотности:

где L — масштаб турбулентности.

— частота;

— среднеквадратичное значение интенсивности турбулентности.

Моделирование турбулентности осуществляется по трем сос­тавляющим: продольной, вертикальной и боковой. Продольная сос­тавляющая вызывает изменение скорости самолета, что можно рас­сматривать также как результат явления сдвига ветра. Составляю­ щие турбулентности могут быть получены путем прохождения бело­го шума через фильтр.

Учитывая, что ветер изменяется по высоте полета, в уравне­ния составляющих турбулентности могут быть введены поправки по высоте в виде соответствующих функций.

Рассмотренная математическая модель относится к традиционно принятым в тренажеростроении моделям и содержит описание всех эффектов, обеспечиваемых исходной информацией о летатель­ном аппарате и его летных характеристиках. Полнота этой модели зависит от целей имитации полета в авиационном тренажере. По мере совершенствования методов определения точности аэродинамических коэффициентов и летных характеристик в математической модели находят отражение влияние аэроупругости летательного аппарата, близости земли, сдвига ветра и т. д.

В заключение коснемся еще одного важного внешнего фактора, подлежащего воспроизведению в одном—двух PC (сценариях),— попадание птиц или посторонних предметов на этапах взлета и по­садки в двигатель или в остекление кабины экипажа. Хотя резуль-

татом такого попадания является четкий функциональный отказ нарушение работоспособности двигателя или его пожар, в его проявлении возможны определенные особенности, которые должны быть хорошо усвоены экипажем.