авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ РОССИЙСКАЯ БИБЛИОТЕКА - WWW.DISLIB.RU

АВТОРЕФЕРАТЫ, ДИССЕРТАЦИИ, МОНОГРАФИИ, НАУЧНЫЕ СТАТЬИ, КНИГИ

 
<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 |

Метод построения и информационно-математическое обеспечение бортовой автоматизированной системы снижения риска выкатывания воздушных судов на пробеге

-- [ Страница 2 ] --

Можно предположить, что для самолетов рассматриваемой схемы существенное влияние на характер обтекания оказывает реверс тяги, когда часть фюзеляжа и крыло оказываются практически в зоне отрицательного скоростного напора.

С целью проверки данного положения, был подобран участок записи полета ВС с той же массой, для которой была найдена зависимость f(V), но с применением реверса. В результате получена зависимость, приведенная на рис. 2. Излом кривой Сх (R) объясняется переходом двигателей на режим малого газа. При дальнейшем снижении тяги значения Сх возрастают, и, наконец, достигают постоянной величины Сх =0,29.

В случае применения реверса только внешних двигателей, условное значение Сх находится в пределах 0,11…0,15, что также подтверждает зависимость аэродинамических сил от величины обратной тяги.

 Условное изменение коэффициента-16

Рис. 2. Условное изменение коэффициента силы аэродинамического сопротивления в зависимости от величины тяги на реверсе

После введения полученной зависимости Сх (R) в энергетическое уравнение (3) для участков пробега ВС с различной массой, определяются зависимости f(V) для каждого случая и общая зависимость f(m,V) для данного типа ВС. Результаты представлены на рис. 3.

 Зависимость коэффициента трения-17

Рис. 3. Зависимость коэффициента трения качения от массы (в тоннах) и скорости движения ВС на пробеге

Использование полученной зависимости f(m,V) и условной зависимости Сх (R) позволяет усовершенствовать (уточнить) математическую модель движения ВС типа Ил-76ТД-90ВД на пробеге. Для случаев движения ВС с применением тормозов колес шасси, используется соответствующий математический аппарат, разработанный в МГТУ ГА.

Результаты моделирования с использованием усовершенствованной модели движения ВС представлены на рис. 4 в виде графиков движения в фазовых координатах длины пробега и скорости для различных условий пробега.

 Результаты моделирования движения-18

Рис. 4. Результаты моделирования движения ВС типа Ил-76ТД-90ВД на пробеге: ПИ–пробег в реальном рейсе; ПТ– прямая тяга, малый газ; Rev max – режим максимальной обратной тяги; 0,3 и 0,6 – пробег с применением тормозов колес (полное обжатие тормозных педалей) на ВПП с замеренным коэффициентом сцепления 0,3 и 0,6 соответственно

Оценка снижения риска в части уменьшения возможного ущерба в результате выкатывания, проведена по данным моделирования четырех различных сценариев развития событий для ВС с посадочной массой 144400 кг при температуре наружного воздуха 0 С, замеренный коэффициент сцепления ВПП 0,3, в условиях реальной угрозы выкатывания. Рассмотрен участок пробега от скорости 125 км/ч (35 м/с), что соответствует моменту начала снижения режима максимального реверса согласно РЛЭ, до полной остановки самолета.

По первому сценарию, имитирующему случай с установленной на ВС системой снижения риска выкатывания, режим максимальной обратной тяги и режим максимального торможения колесами шасси применялись в течение всего участка пробега, до полной остановки.

По второму сценарию, на скорости 125 км/ч происходит перевод РУД в положение, соответствующее режиму обратной тяги на малом газе, и затем через 5 секунд вновь в положение максимальной обратной тяги. Здесь 5 секунд – время, необходимое командиру ВС для оценки ситуации, команды бортинженеру на изменение режима и выполнение команды бортинженером. Приемистость двигателей учтена в виде экспериментальной зависимости, полученной на основании результатов расшифровки полетной информации ВС данного типа. Максимальное торможение колесами шасси применяется в течение всего пробега.

По третьему сценарию, задержка времени, обусловленная реакцией экипажа, составляет 7 секунд, остальные условия такие же, как и в предыдущем случае.

По четвертому сценарию, экипаж на скорости 125 км/ч переводит РУД в положение, соответствующее режиму обратной тяги на малом газе, и этот режим работы двигателей сохраняется до полной остановки ВС. Максимальное торможение колесами шасси применяется в течение всего пробега.

Результаты моделирования представлены на рис. 5.

 Результаты моделирования движения-19

Рис. 5. Результаты моделирования движения ВС для различных сценариев действий экипажа при возникновении угрозы выкатывания

Если предположить, что при развитии событий по первому варианту (ВС оснащено автоматизированной системой снижения риска выкатывания) самолет остановился на краю ВПП, то скорость схода ВС с ВПП составит для второго сценария 50 км/ч, для третьего сценария 66 км/ч, для четвертого сценария 79 км/ч.

По результатам моделирования движения ВС за пределами ВПП с средним коэффициентом трения 0,25, что соответствует сырому вязкому грунту (либо мягкому песчаному), получена длина пробега до полной остановки: для второго сценария 23м; для третьего сценария 40м; для четвертого сценария 72м.

Согласно зависимости степени повреждения ВС от дистанции выкатывания, приведенной в [Benefit-Cost Analysis of Procedures for Accounting for RW Friction on Landing, TP 14082E, Transport Canada, 2003], величина ущерба составит: для второго сценария 3,9% от стоимости ВС; для третьего сценария 7,54% от стоимости ВС; для четвертого сценария 15,88% от стоимости ВС.

При развитии событий по первому, второму и третьему сценариям, возможно некоторое увеличение дистанции выкатывания и увеличение ущерба за счет повышения вероятности помпажа двигателей и, соответственно, их выключения. Однако, если сопоставить стоимость даже капитального ремонта двигателя, составляющую около 1 млн. долларов и стоимость ущерба, при средней стоимости ВС 90-100 млн. долларов, можно сделать вывод, что оснащение ВС автоматизированной системой предупреждения приведет к существенному снижению риска выкатывания – даже без учета экологических потерь и страховых выплат пострадавшим.

В третьей главе проведен анализ источников входных данных для расчета движения бортовым вычислительным устройством, разработана структурная схема, принцип работы и технические требования к бортовой автоматизированной системе снижения риска выкатывания.

Все входящие в уравнения (1), (2) параметры можно разделить на три группы:

1. Параметры, общие для каждого случая пробега конкретного ВС.

2. Параметры конкретного пробега, которые могут быть непосредственно измерены бортовыми системами и переданы в вычислитель.

3. Параметры, однозначное определение которых достаточно проблематично. Это уклон полосы , а также значение коэффициента сцепления ВПП и данные о ветре.

Характеристики продольного профиля ВПП можно найти в справочниках ЦАИ ГА для аэропортов СНГ. В справочниках «Jeppesen» приведены только географические координаты и превышения порогов ВПП. Между тем, упомянутой ранее системой ТТА-12, с достаточной точностью регистрируется так называемая «спутниковая высота», т.е. текущая высота до условного уровня поверхности эллипсоида WGS-84. На рис. 6 для ВПП 12 в Раменском тонкими линиями нанесена схема профиля полосы по данным ЦАИ ГА, точками – данные, полученные от ТТА-12. Видно, что в случае определения уклона полосы только по длине ВПП и разности превышений порогов, результат будет существенно отличаться от фактического.

Таким образом, на основании записей полетной информации системы ТТА-12, можно построить продольный профиль ВПП для каждого конкретного аэропорта. Такая зависимость может храниться в бортовой базе, например, в виде сплайна или кусочно-линейной зависимости.

 Схема профиля ВПП в а/п Раменское-20

Рис. 6. Схема профиля ВПП в а/п Раменское (ВПП 12), тонкими линиями нанесена схема профиля полосы по данным ЦАИ ГА

Величина продольной составляющей скорости ветра u может быть определена из данных, которые предоставляются метеослужбой аэропорта. Однако, согласно действующим документам ИКАО, достаточной с точки зрения эксплуатации, считается точность прогнозов по ветру в пределах ± 20 по направлению и ± 5 узлов (2,5 м/с) по скорости.

Учитывая, что ветер по своей природе явление переменное, представляется оптимальным определение текущей величины продольной составляющей скорости ветра, как разности между истинной скоростью ВС и путевой скоростью, которая может быть получена по данным спутниковых навигационных систем. Истинная скорость может быть определена из приборной (индикаторной) скорости через отношение плотностей воздуха в фактических и стандартных условиях.

Однако, на этапе пробега, при включении реверса внутренних двигателей, на самолетах типа Ил-76, замечена так называемая «просадка» приборной скорости, величина которой изменяется в соответствии с ростом оборотов двигателей (рис. 7).

Рис. 7. Изменение регистрируемых приборной скорости (км/ч) и барометрической высоты (м) при реверсе тяги двигателей по записям полетной информации

Данное явление объясняется воздействием на приемники воздушного давления системы анероидно-мембранных приборов ВС, потока воздуха от решеток (створок) реверсного устройства внутренних двигателей. Можно предположить, что основное влияние на ошибку измерения приборной скорости при включенном реверсе двигателей, оказывает именно величина статического давления, а значение полного давления близко к истинному. Это подтверждается графиком изменения барометрической высоты Н, напрямую связанной с величиной статического давления (рис. 7).

Исходя из сделанного предположения, на основании уравнения Бернулли и барометрической формулы Лапласа, были рассчитаны значения поправок к регистрируемым значениям приборной скорости при включенном реверсе тяги (рис. 8) и определена величина фактической продольной составляющей ветра.

 Зависимость поправки к-22

Рис. 8. Зависимость поправки к зарегистрированной приборной скорости от суммарной тяги внутренних двигателей на режиме реверса

В результатах ряда расследований выкатываний ВС, одной из основных причин события названо несоответствие значения коэффициента сцепления ВПП, переданного экипажу, фактическому его значению.

С целью устранения подобных случаев, на основании результатов исследования, предложено следующее: при полном обжатии тормозных педалей, т.е. при включении в работу антиюзовой автоматики, бортовое вычислительное устройство, посредством решения энергетического уравнения, вычисляет фактически реализованный коэффициент трения (сцепления) , пропорциональный так называемому максимальному (или предельному) коэффициенту сцепления µПР с коэффициентом пропорциональности kµ, величина которого зависит от свойств установленного автомата антиюза и покрытия ВПП осадками.

Предельный коэффициент сцепления является функцией замеренного коэффициента сцепления ВПП, скорости V и давления в пневматиках шасси По вычисленному значению фактического реализованного коэффициента трения (коэффициента сцепления) при полностью обжатых тормозных педалях, в процессе пробега определяется фактический коэффициент сцепления ВПП для последующего его использования, а также своевременного предупреждения (через диспетчерскую службу) экипажей других ВС, осуществляющих заход на посадку.

На основании вышеизложенного разработана структурная схема предлагаемой системы (рис. 9) и технические требования к ней.

Рис. 9. Структурная схема бортовой автоматизированной системы снижения риска выкатывания ВС на пробеге после посадки: 1 – подсистема определения местоположения ВС; 2 – база данных аэропортов (ВПП); 3 – блок связи с бортовым оборудованием; 4 – модуль вычисления текущей путевой скорости и пройденного расстояния; 5 – блок ввода данных о параметрах ВС на посадке;

6 – модуль расчета фактического коэффициента трения и коэффициента сцепления ВПП; 7 – блок отображения значений рассчитанного коэффициента сцепления в распределении по участкам длины ВПП; 8 – модуль расчета потребной и располагаемой дистанций (длин) пробега; 9 – индикатор разности потребной длины пробега и фактического остатка ВПП; 10 – индикатор текущего остатка ВПП; 11, 12 – устройства предупреждающей сигнализации

В четвертой главе разработана и апробирована методика оценки точности регистрации положения ВС относительно ВПП по данным спутниковых систем навигации, а также точности расчета потребной дистанции пробега бортовым вычислительным устройством.

При разработке методики оценки точности регистрации положения ВС относительно ВПП, принято допущение о том, что на этапе пробега, после включения реверса, экипаж выдерживает движение ВС практически по оси ВПП.

Обработано около 25 аэропортов, расположенных в различных частях света. Из анализа полученных данных следует, что систематическая составляющая погрешности регистрации положения ВС относительно ВПП, является величиной постоянной для рассматриваемых участков конкретных ВПП, а случайная составляющая погрешности может быть описана законом распределения, близким к экспоненциальному (рис. 10).

Потребная дистанция пробега может быть определена путем интегрирования уравнения (2). При этом каждый входящий в уравнение параметр измеряется (регистрируется) с заданной точностью. Таким образом, полученное значение потребной дистанции пробега можно рассматривать как косвенное измерение, результат которого определяется расчетом по измеренным значениям аргументов заранее известной функции. В случае для некоррелированных параметров, величина среднеквадратического отклонения погрешности косвенного измерения L определяется как


где: - частная производная функции по i-му параметру; - измеренное значение i-го параметра; - дисперсия i-го параметра.

 Распределение погрешности-33

Рис. 10. Распределение погрешности регистрации положения ВС относительно ВПП 33L, аэропорт Кувейт Инт

Для оценки погрешности расчета потребной дистанции (длины) пробега, определяемой выражением (2), необходимо, в соответствии с (4), найти частные производные длины пробега по каждому из входящих в уравнение параметров, а также среднеквадратические отклонения погрешности измерения (регистрации) этих параметров.

Рассмотрено пять расчетных случаев движения для различных значений фактически реализуемого коэффициента трения (сцепления) при различных режимах торможения.

Аналитическое выражение для частной производной длины пробега можно получить только для параметра V, которое тождественно подынтегральному выражению (2). По остальным параметрам значения частных производных определяются численно по предварительно построенным зависимостям длины пробега от каждого параметра. Диапазоны изменения аргументов назначаются в соответствии с эксплуатационными ограничениями ВС.

В результате расчета установлено, что среднее квадратическое отклонение расчетной дистанции пробега в диапазоне эксплуатационных ограничений ВС не превышает 14 м. С повышением точности регистрации путевой скорости в 10 раз (что соответствует точности современных GPS), среднее квадратическое отклонение расчетной дистанции пробега не превысит 7 м и, с учетом того, что композиция законов равномерного распределения представляет собой закон распределения, близкий к экспоненциальному, можно утверждать, что с доверительной вероятностью 99,7%, погрешность расчета потребной дистанции (длины) пробега не превысит 3 L, т.е. 21 м.

Заключение

Поставленная цель достигнута: разработан и обоснован комплекс научно-технических решений, имеющих существенное значение для обеспечения безопасности полетов на этапе посадки и представляющих техническую возможность создания, на базе существующего бортового оборудования, автоматизированной системы снижения риска выкатывания ВС с поверхности ВПП. Получены следующие результаты:

1. Систематизированы и обобщены материалы расследований выкатываний ВС. Определены факторы, в наибольшей мере способствующие выкатываниям ВС с поверхности ВПП.

2. Систематизированы и обобщены результаты исследований движения ВС по поверхности ВПП, выполненных как отечественными, так и зарубежными учеными. Определены параметры пробега, значения которых необходимо постоянно отслеживать для вычисления потребной дистанции пробега в реальном режиме времени.

3. Усовершенствована математическая модель движения ВС на пробеге, за счет введения в нее:

- зависимости коэффициента трения качения от скорости движения и массы ВС, полученной по разработанной автором методике;

- выявленной и описанной зависимости аэродинамических сил, действующих на ВС в процессе пробега, от тяги двигателей на режиме реверса.

4. Выполнена, на основании моделирования различных сценариев развития событий, оценка снижения риска выкатывания за счет оснащения ВС предложенной автоматизированной системой. Величина условного предотвращенного ущерба составляет до 15,9% от стоимости ВС.

5. На основании статистического анализа и теоретических исследований разработаны:

- методика определения уточненных данных по продольному профилю ВПП на основании информации, полученной от спутниковых навигационных систем;

- способ определения уточненных данных по текущему значению продольной составляющей ветра;

- способ определения фактического реализуемого коэффициента трения (фактического коэффициента сцепления ВПП) в процессе движения ВС на пробеге по информации, регистрируемой бортовыми средствами;

- методика определения потребной дистанции пробега в текущих условиях в реальном режиме времени по информации, регистрируемой бортовыми средствами;

- функциональная схема, принцип работы и основные технические требования к автоматизированной бортовой системе снижения риска выкатывания.

6. Разработана и апробирована методика оценки точности вычисления потребной дистанции пробега по значениям регистрируемых параметров движения ВС, а также оценки точности определения фактического положения ВС относительно торца ВПП по данным спутниковой навигации. Среднеквадратическое отклонение погрешности расчета не превышает 14 м, что обеспечивает решение задачи снижения риска выкатывания.

7. Практическая ценность проведенных исследований подтверждается тем, что:

- материалы диссертации приняты для использования в разработке технического задания на проектирование Комплексной бортовой системы предупреждения, совмещающей функции СРППЗ, системы предупреждения экипажа о положении самолета относительно ВПП и системы предупреждения для снижения риска выкатывания (акт от 17.12.2010г. ЗАО «Транзас Авиация», г. Санкт-Петербург);



Pages:     | 1 || 3 |
 





 
© 2013 www.dislib.ru - «Авторефераты диссертаций - бесплатно»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.