Владимир Живетин - Методы и средства обеспечения безопасности полета

• Название: Методы и средства обеспечения безопасности полета
• Автор: Владимир Живетин
• Жанр: Математика
• Год: 2010
• ISBN: 978-5-98664-055-6, 978-5-903140-39-8

В данной работе разработан метод расчета систем предупреждения и ограничения критических режимов полета самолета и вертолета. Метод доведен до инженерных методик, программ расчета на ЭВМ с конкретными примерами. Рассмотрены полет на малой высоте, полет по эшелонам и полет в условиях достижения критических параметров траектории полета.

---

Наиболее опасным этапом является посадка. Этот этап мы рассмотрим в плане управления техническим риском. Одним из главных моментов планирования и координации работ по летной годности самолета является выбор тех показателей, которые будут являться критериями обеспечения требуемого качества, свойств и условий летной годности на рассматриваемом этапе проектирования.

Рис. 1.27

При эскизном проектировании в этом процессе можно выделить четыре основных этапа.

1. Распределение заданных (допустимых, расчетных) показателей между функциональными системами и комплексами проектируемого самолета.

2. Распределение показателей между подразделениями-разработчиками функциональных систем с целью более оперативного управления показателями внутри подразделения, ответственного за проектирование нескольких систем.

3. Выполнение экспресс-анализа показателей риска.

4. Определение допустимых вероятностей, в том числе функциональных отказов.

Рассмотрим этап посадки. Отметим что, как правило, на этом этапе потерями топлива пренебрегают. При анализе риска в процессе посадки выявляются возможности реализации опасных условий полета. Этот фактор риска при посадке учитывает возможность приземления за пределы взлетно-посадочной полосы, наличие избыточной вертикальной, боковой или продольной составляющих скорости полета и ситуацию, требующую уход на второй круг после срыва захода на посадку. В нижеследующей таблице приведены значения вероятностей выхода параметров движения за критические значения для самолета ТУ-154М с АБСУ-154-3 (здесь ВПП – взлетно-посадочная полоса).

В колонке «в среднем» даны вероятности событий в предположении, что все случайные параметры замкнутого контура управления изменяются в соответствии со своими законами распределения. В колонке «в предельном случае» даны вероятности событий, когда один из случайных параметров находится на своем предельно допустимом значении, а все остальные изменяются в соответствии со своими законами распределения.

На рис. 1.28 приводится детализация составляющих суммарной вероятности катастрофы, обусловленной наличием систем (посадка в автоматическом режиме) при посадке. При этом роль отказов бортового оборудования (внутренние возмущающие факторы) чрезвычайно велика и сравнима со всеми остальными возмущающими факторами, вызывающими реализацию опасных траекторий движения с выходом в критическую область.

Рис. 1.28

На рис. 1.29 представлены составляющие суммарного риска при заходе на посадку самолета по категории II. На этом этапе полета отказы систем играют важную роль, и потому их выделяют отдельной величиной, которая при проектировании должна быть заданной для всех подсистем обеспечения захода и выполнения посадки.

Рис. 1.29

1.7.3. Производственно-технологический этап. Погрешности производства

Как правило, траектория полета, соответствующая, например, максимальной дальности полета L, характеризуется совокупностью параметров, расчетные значения которых обозначим у5=уопт=(у51, у52, …, у5m) (рис. 1.30). Например, у51=Н – расчетная (оптимальная) высота полета; у52=M – расчетное (оптимальное) число Маха; у53=G – вес самолета; у54=хт – положение центра тяжести; у55=K – числовое значение качества (K=Су/Сх); Су, Сх – коэффициенты подъемной силы и сопротивления. При этом L=f(уопт)=f(у5).

В процессе полета задача состоит в обеспечении равенства у4=у5, где у4=(у41, у42, …, у4m), у4i – параметры траектории, измеренные с помощью бортового оборудования. Будем рассматривать также вектор у3=уф=(у1ф, …, уmф) фактических значений параметров траектории в данном полете в каждый из моментов времени t.

Рис. 1.30

На рис. 1.30 обозначения: ИИС – информационно-измерительная система, САК – система автоматического контроля.

Таким образом, выделены векторы (см. рис. 1.30):

 – оптимальные параметры (при отсутствии погрешностей расчета);

у=урас – расчетные оптимальные параметры траектории, полученные на этапе проектирования научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ;

у1=уп – параметры, реализованные с учетом погрешностей производства планера и двигателя (сх, су, …);

у2 – параметры, реализованные с учетом предполетной подготовки;

у3=уф – фактические параметры траектории, реализованные в данном полете;

у4=уизм – измеренные в полете параметры траектории;

у5=уопт – оптимальные параметры траектории, полученные с помощью системы оптимизации режима полета (СОРП) в данный момент времени.

Согласно приведенной схеме, общая (суммарная) погрешность включает в себя следующие погрешности:

Δy0=(y – ) – методов расчета;

Δу1=(у1 – у) – вносимые при производстве планера и двигателя;

Δу2=(у2 – у1) – предполетной подготовки;

Δу3=(у3 – у2) – обусловленные влиянием внешних возмущающих воздействий;

Δу4=(у4 – у3) – вносимые системами измерения и контроля;

Δу5=(у5 – у4) – связанные с несовершенством СОРП.

Таким образом, суммарная погрешность выдерживания (обеспечения) оптимальной дальности составляет .

В полете с помощью систем ручного или автоматического управления вектор погрешностей Δу стремятся свести к нулю. Запишем вектор Δу иначе:

Δу=Δупп+Δубо+Δувв+Δум+Δуорт+Δуэ,

где Δупп – погрешности по причине несовершенства производства планера и двигателя летательного аппарата; Δубо – погрешности измерения параметров траектории (погрешности бортового оборудования); Δувв – отклонения у, обусловленные внешними возмущениями; Δум – методическая погрешность выдерживания у из-за неточностей расчетных методов; Δуэ – погрешности, обусловленные эксплуатационными факторами, в том числе их неблагоприятным сочетанием; Δуорт – погрешности, связанные с несовершенством СОРП.

При этих условиях необходимо разработать методику расчета численных величин показателей технического риска (инвестиционного риска), включающую построение моделей функционирования подсистем (1–7) (рис. 1.30), являющихся источниками отдельных компонент вектора погрешностей Δу=(Δу1, …, Δу5) [18].

Способы решения задачи различны в случаях, если исследуемый ЛА находится на стадии проектирования или на стадии эксплуатации. В случае, когда ЛА находится в эксплуатации, есть возможность получить статистический материал о случайном процессе Δу, например, в виде плотности вероятностей W(Δу, t). Однако при таком подходе невозможно вскрыть влияние отдельных подсистем (1–7) (рис. 1.30) на величину Δу, т. е. оценить влияние производства, систем контроля, системы управления (в том числе пилота), следовательно, и их влияние на величину технического риска.

На этапе проектирования необходимо установить зависимость или построить математические модели между входами и выходами каждой из подсистем (1–7), а также модели погрешностей, порожденных каждой из этих подсистем. Полностью описать процессы от подсистемы (1) до подсистемы (7) достижения конечной цели полета – максимальной дальности – затруднительно, поэтому в некоторых моделях необходимо использовать результаты экспериментальных исследований для введения эмпирических соотношений в математические модели. Такой метод расчета численных величин показателей технического риска не позволяет получить окончательные результаты чисто теоретическим путем. Однако предлагаемый ниже метод дает возможность выделить задачи, которые решаются чисто расчетным или чисто экспериментальным путем, тем самым обеспечивая целенаправленное проведение экспериментальных исследований, а также уменьшение их объема.