Текст книги "Системы аэромеханического контроля критических состояний"

Глава I. Системная безопасность полета самолета

1.1. Сваливание самолета. Проблемы предотвращения

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

Авиакатастрофы, согласно расследованиям Межгосударственного авиационного комитета, обусловлены рядом типов событий, среди которых основными являются [27]:

– сваливание;

– потеря пространственной ориентировки;

– невыдерживание глиссады;

– человеческий фактор, отсутствие взаимодействия в экипаже воздушного судна.

Приведем ряд примеров катастроф, обусловленных сваливанием.

I. 9 марта 2000 года произошла катастрофа самолета «Як-40» в аэропорту «Шереметьево» (погибло 10 человек).

Самолет вошел в режим сваливания при угле атаки α не более 14° и коэффициенте подъемной силы С_у не более 1,2. Причина раннего сваливания Як-40 обусловлена наличием угловой скорости крена ω_х. Сваливание началось, когда высота полета составляла 20–25 метров. С такой высоты начавшийся режим сваливания невозможно нейтрализовать. При сваливании самолет падал «кленовым листом» с левым разворотом.

Отметим, что, зная поле сил аэродинамического давления (ПСАД), контролируемое посредством системы аэромеханического контроля (САК), можно было гарантированно предотвратить начало образования угловой скорости крена ω_х и соответствующее приращение угла атаки α одной из плоскостей, что обусловило закритический угол атаки.

II. 4 июля 2001 года самолет «ТУ-154» при заходе на посадку в аэропорту г. Иркутска упал в штопор (после сваливания).

Процесс выхода на закритический угол атаки α происходил с одновременным увеличением угла атаки 12° и левого крена 20°. Затем угол атаки достиг 16,5° (сработал «автомат угла атаки и самолетных перегрузок»), угол крена γ продолжал увеличиваться до 44° при соответствующей угловой скорости крена ω_х. Вертикальная скорость снижения V_y = 10 м/с. За 22 сек. до катастрофы: перегрузка n_у = 2, угол тангажа υ увеличился за 3 сек. до 20°. Все управления были направлены на поддержание постоянной высоты полета при γ > 30°.

Все это обусловило выход на закритический угол атаки, произошел срыв потока, затем сваливание воздушного судна. Сваливание нейтрализовать вручную, работая штурвалом и «газуя», по существу, «вслепую», не владея информацией о поле сил аэродинамического давления, не удалось.

Как сказано в работе [29]: «падение лайнера в штопоре не оставляет пассажирам никаких шансов на спасение».

Отметим, что у пилота нет средств контроля ПСАД и в частности α с учетом ω_х, γ, которые были необходимы для предотвращения сваливания.

III. Катастрофа ТУ-154, российского самолета, обусловленная падением, произошла из-за сваливания в неуправляемую спираль (плоский штопор) под Донецком (август 2006 г.).

Итоговая позиция: экипаж не распознал сваливание.

Процесс сваливания и причины.

1. Автомат углов атаки и самолетных перегрузок обусловил нечеткое срабатывание при сваливании.

2. Срывная тряска была принята за воздействие интенсивной турбулентности.

3. Встречная составляющая ветра ускорила процесс.

4. Нарастающий тангаж (авиагоризонт сбит) обусловил помпаж двигателя.

Когда самолет вышел за допустимые значения угла атаки α_доп, сваливание неминуемо, и надо выводить из него. Погрешности приборов, обусловившие α > α_доп, т. е. сваливание, проявили себя следующим образом.

Приемник воздушного давления (ПВД) (полного и статического) нормально работает, когда местный угол обтекания трубки обеспечивает безотрывное ее обтекание. Такая ситуация возможна примерно до 20° и углов скольжения до ±20°. В плоском штопоре при углах атаки около 60° трубка ПВД обтекается со срывом, дает разрежение, а не поддавливание относительно статики.

В итоге указатель скорости показывал 34 км/час при скольжении β = 20° (эта величина максимальная в болтанку и штопоре).

На статику местный угол обтекания влияет в меньшей степени, чем на полное давление, поэтому показаниям барометрического высотомера можно доверять и на больших углах α и β.

Начало сваливания зафиксировано по указателю при α = 22° и приборной скорости V_пр = 310 км/час. Погрешности приборов были обусловлены:

– болтанкой, при которой стрелки хаотично отклонялись;

– в зоне воздушного судна был сильный восходящий поток W_у = 30 м/с, W_уi = 15 м/с в присутствии сдвига ветра;

– скорость сваливания V_св при n_у = 1,1 в болтанку составляет 307 км/час, а при n_у = 1,0 V_св = 293 км/час и весе 85 т.

Качественная картина движения самолета после сваливания (в плоском штопоре) приведена на рис. 1.1.

Средняя скорость V_у при падении была 80 м/сек. Заброс высоты в 700 метров – результат резкого витка в правую сторону и как следствие появление зоны пониженного давления на левом крыле, где расположены приемники статического давления. Этот подхват (за 10 секунд, т. е. V_у  70 м/с) происходит из-за конструктивных особенностей самолета ТУ-154М, которые обусловливают при определенном угле атаки нарушение обтекания крыла потоком, резко увеличивается подъемная сила, и самолет подбрасывает.

В этой ситуации наличие САК-Zh позволяет предотвратить подхват, ибо при этом реализуется контроль подъемной силы крыла Υ_κρ и его ограничение на необходимом уровне, даже если изменение Υ_κρ обусловлено увеличением угла атаки по независящим от пилота причинам (в том числе турбулентности).

Рис. 1.1

IV. 16 марта 2005 года. Потерпел авиационное происшествие самолет Ан-24 RA-46489. Международная авиационная комиссия установила, что причиной катастрофы явилось столкновение самолета с землей на заключительном этапе захода на посадку из-за выхода его на закритические углы атаки и режим сваливания на малой высоте.

Торможение самолета до скорости сваливания произошло в результате управляющих действий командира воздушного судна, обусловивших его вывод на режим полета со скольжением и сохранения этого режима в течение длительного времени (более 20 секунд) при недостаточном режиме работы двигателей и отсутствии контроля со стороны экипажа за скоростью полета.

Погрешности в показаниях таких приборов, как указатель скорости, указатель угла атаки, не позволили членам экипажа реализовать достоверный контроль параметров полета и правильное управление по выводу из сваливания.

Статистические данные попадания в режим сваливания и «штопора»

Результаты анализа статистики летных происшествий как в военной, так и в гражданской авиации указывают на возрастающую в процентном отношении долю летных происшествий, произошедших с самолетами по причине попадания в режимы сваливания и штопор.

В приведенной ниже таблице представлены материалы (статистические) за период с 15.08.1958 по 22.08.2006 гг. катастроф по причине сваливания, обусловленных различными факторами. В таблице приведены следующие сокращения:

СОП – служба организации перевозок (перегруз);

ОЭ – ошибка экипажа;

УВД – управление воздушным движением;

НВВ – неопределенное внешнее воздействие;

АО – авиационное оборудование;

ОАТ – отказ авиационной техники;

ТО – техническое обслуживание;

К – катастрофа;

П – предпосылка;

А – авария.

Сваливание отечественных самолетов в гражданской авиации 1958…2001 гг.

Продолжение таблицы

Окончание таблицы

Распределение по этапам полета летных происшествий по причинам сваливания в военной авиации

Превышение допустимой величины угла атаки α_доп:

– при подходе к верхней точке петли / косой петли;

– на нижнем участке переворота;

– при энергичном повороте на цель / посадочный курс;

– при выполнении горки и выходе из пикирования;

– на взлете;

– при посадке.

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.