Текст книги "Системы аэромеханического контроля критических состояний"

В соответствии с результатами статистических исследований, проводимых в США, в настоящее время надежность пилота как оператора сложного человеко-машинного комплекса очень приближенно может быть оценена показателем: 4 ошибочных действия на 1 млн выполненных операций. Если предположить, что в течение каждого полета экипаж выполняет около 20 важных операций, неправильное выполнение которых может инициировать развитие опасных ситуаций, то, связывая эти величины с достигнутым в настоящее время уровнем безопасности в США (2,3 катастрофы на 1 млн полетов) и долей человеческого фактора в общем числе причин катастроф (75 %), нетрудно получить еще одну приближенную оценку, что 2 из каждых 100 ошибочных действий экипажа воздушного судна приведут к катастрофам.

В наибольшей степени человеческий фактор проявляется в летных происшествиях, связанных с потерей пространственного положения, сваливанием, превышением установленных предельных ограничений (15 % от общего количества катастроф), а также связанных со столкновениями исправных воздушных судов с возвышенностями (также 15 % катастроф за период с 1958 по 2001 год). Основными причинами таких происшествий являются:

– неумение экипажей выводить самолет из сложного пространственного положения;

– неумение экипажей распознавать ненормальную работу пилотажно-навигационного комплекса;

– отсутствие контроля за параметрами полета в процессе возникновения и развития особой ситуации;

– неправильная работа с функциональными системами самолета, в том числе:

– невключение авиагоризонтов перед взлетом;

– невключение обогрева приемников полного давления;

– запрещенная перекачка топлива в полете из одной группы баков в другую;

– пропуск операций (невыпуск закрылков перед взлетом, нерасстопоривание рулей перед взлетом, невключение реверса тяги двигателей на посадке, невключение противообледенительной системы в условиях обледенения);

– неправильное выполнение операций (неправильный ввод координат радиомаяка в вычислитель бортовой навигационной системы);

– непреднамеренное включение или выключение той или иной функциональной системы в полете (выпуск интерцепторов на взлете, включение реверса тяги двигателя в воздухе, выключение питания авиагоризонта и др.).

Следует отметить огромное значение психоэмоционального фактора в стрессовых ситуациях, которые возникают в процессе полета при неполадках, угрожающих опасной ситуацией и тем более катастрофой. При этом разрушаются стереотипы управления экипажем воздушного судна, наработанные в процессе обучения и полетов. Возможно, это является основной причиной того, что доля негативного влияния человеческого фактора на уровень безопасности полетов (75–80 %) долгие годы сохранялась во всем мире независимо от степени совершенства системы обучения.

Согласно рекомендации Международного авиационного комитата по расширению комплекса технических средств, позволяющих свести к минимуму влияние перечисленных выше ошибочных действий экипажей воздушных судов, сюда относятся:

– усовершенствованные световые и звуковые сигнализаторы режимов работы систем и выхода параметров за ограничения;

– расширенная номенклатура бортовых устройств, подсказывающих экипажу необходимость выполнения определенных действий;

– блокировки, предотвращающие неправильное использование систем;

– активные средства вмешательства в парирование особых ситуаций.

Программные мероприятия, направленные на снижение негативного влияния человеческого фактора на безопасность полетов:

а) раннее предупреждение экипажа о возможности столкновения воздушного судна с землей за счет использования спутниковых навигационных систем и цифровых трехмерных карт местности;

б) раннее предупреждение экипажа о возможности потери воздушным судном пространственной ориентации (в том числе о возможности сваливания) за счет более совершенных алгоритмов обработки информации по сравнению с реализованными в штатных системах типа автомата углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП) и системы предупреждения критических режимов (СПКР), учета факторов, характеризующих конкретные условия полета;

в) измерение массы и центровки воздушного судна на стоянке и в полете;

г) автоматический контроль параметров разбега и взлета (скорости, ускорения, пройденного на взлетно-посадочной полосе расстояния) с выдачей сигнала на прекращение взлета при их несоответствии нормативным значениям;

д) организация в рамках интегрированного комплекса авионики бортовой электронной библиотеки (электронное руководство по летной эксплуатации) с функцией автоматического контроля правильности выполнения экипажем нормативной последовательности операций по управлению воздушным судном на всех этапах полета;

е) блокировка операций по управлению воздушным судном, которые могут привести к развитию осложненных ситуаций в катастрофические (например, блокировка отключения нормально работающих двигателей при отказе или пожаре в одном из двигателей);

ж) предоставление экипажу воздушного судна информации, предупреждающей об опасности в более эффективных форматах, например замена штатной сигнализации АУАСП и СПКР на комплексную визуально-звуковую (в том числе речевую) сигнализацию с нарастающей интенсивностью по мере развития опасной ситуации, а также с сообщением о лимите времени до возможного катастрофического финала и с выдачей команд по его предотвращению.

Сваливание есть один из основных факторов, когда роль пилота в предотвращении сваливания очень важна. Приведем причины сваливания.

1. Наиболее часто возникают катастрофы по причине сваливания на этапах:

– взлета;

– посадки.

2. Факторы, обусловливающие сваливание:

– вертикальные потоки большой мощности на обе или одну несущую поверхность;

– резко изменяется состояние поля сил аэродинамического давления и соответственно аэродинамические силы на несущих поверхностях ЛА.

3. Не все параметры траектории, изменяющиеся в процессе сваливания, когда реализуется пространственное движение, контролируются бортовым комплексом.

Так, информация J, поступающая пилоту, включает: θ, γ, β, ω_x, ω_y, ωz, однако угол атаки при этом не контролируется.

На следующих этапах формируются погрешности контроля и управления.

4. Полученная пилотом информация характеризует пространственное положение ЛА, а у него есть четыре органа управления: δ_рв, δ_э, δ_рн, δ_дв, которые могут изменять аэродинамические силы несущих поверхностей, т. е. предотвращать сваливание.

5. Одновременно на информацию J_ф, получаемую пилотом от приборов, накладываются его собственные ощущения в виде информации J_изм о пространственном состоянии ЛА, формируемой его органами и анализируемой его интеллектуальной системой.

В итоге формируются ошибки восприятия информации, роль которых в авиационных происшествиях следующая:

6. На следующем этапе реализуется синтез цели, которую пилот создает для предотвращения сваливания. Синтез формируется разумом [16], представляющим собой биокомпьютер с соответствующей программой, формирующей образные пространственные модели взаимосвязи J_ф(J_изм) и поля сил аэродинамического давления путем синтеза. Эта процедура реализуется практически мгновенно в силу свойств разума пилота. Однако формирование процедуры управления реализуется с ошибкой, роль которой в авиационных происшествиях приведена в таблице 2 [15].

7. На следующем этапе предотвращения катастрофы пилот посредством аналитического ума (рассудка) формирует решение (анализ): каким органом управления, в какую сторону и на какую величину необходимо среагировать. Формируемая при этом ошибка, обусловливающая катастрофу, возрастает. Дело в том, что время запаздывания реакции аналитического ума в 30 000 раз превышает запаздывание разума. Кроме того, процесс анализа от разума сложнее для пилота, чем синтез. Это обусловлено уровнем его теоретических и практических знаний в области аэродинамики и динамики полета самолета.

Ошибки, связанные с выработкой ошибочных решений, и их роль в различных авиациях приведены в таблице 3.

Таким образом, в критической ситуации, исходом которой может быть катастрофа, летчик выполняет множество функций согласно своей интеллектуальной системе: целеполагания; целедостижения; целереализацию; целеконтроль. Интегральный комплекс бортового оборудования осуществляет контроль состояния воздушного судна на докритических режимах достаточно точно, а на критических режимах – с недопустимо большими погрешностями. В области критических состояний воздушного судна летчик, по существу, один на один со стихией. При этом они протекают достаточно быстро, а разнообразие параметров, характеризующих критические ситуации, велико.

Возможности интеллектуальной системы пилота в катастрофической ситуации:

– разум мгновенно оценивает ситуацию и формирует цель (время оценки примерно 0,0001 с);

– аналитический ум (рассудок), реализующий цель в виде команд на отклонение δ_рв, δ_дв, δ_э, δ_рн, одной или в комбинации срабатывает в 30 000 раз медленнее, чем разум, т. е. за время ~3 с.

Полет ЛА осуществляется, как правило, с помощью двух информационно-аналитических центров: ИАЦ-1 и ИАЦ-2 (рис. 1.4). Информационно-аналитический центр человека (ИАЦ-1) рассмотрен в работах [14, 16], где указаны следующие ему присущие ограничения: по объему оперативной и долговременной памяти; по скорости обработки информации; по точности обработки информации; по наличию зоны нечувствительности.

Под ИАЦ-2 будем понимать совокупность технических систем, подсистем, блоков, элементов, осуществляющих сбор и обработку информации с целью формирования управлений для достижения целей функционирования ЛА.

Рис. 1.4

ИАЦ-1 и ИАЦ-2 могут дополнять друг друга в полете, тем самым снижая стоимость бортового оборудования, расширяя область применения возможностей ЛА, что повышает выгоду от его использования. Что касается формирования управления, то ИАЦ-1 – система с заданными свойствами, которая обладает указанными выше ограничениями.

Параметры технической системы ИАЦ-2 можно выбирать и причем оптимальным образом с учетом ограничений на ее возможности. Эту систему, в отличие от ИАЦ-1, мы можем создавать с нуля, в то время как ИАЦ-1 мы вынуждены воспринимать в основном уже созданной. Мы получаем два антипода, дополняющих друг друга. При этом параметры ИАЦ-1 можно изменять в достаточно широком диапазоне путем тренировок и обучения, однако основные физиологические параметры (быстродействие умственной деятельности, объем памяти и т. п.) мы не в состоянии существенно изменить.

Объединяя ИАЦ-1 и ИАЦ-2 в единый комплекс, мы получаем новый ИАЦ, который лишен недостатков ИАЦ-1 и ИАЦ-2, т. е. каждого в отдельности. Проектирование совместного комплекса связано с определенными трудностями, так как требует:

– подбора (в процессе обучения по специальным программам) экипажа с наилучшими возможностями с позиции достижения минимального технического риска и со свойственными ему физиологическими свойствами и ограничениями, параметры которых задают некоторую область Ω₁;

– проектирования самолета и двигателя как системы, свойства и параметры которых заполняют некоторую область Ω₂, заданную инвестором;

– проектирования бортового оборудования под этот комплекс, способного обеспечить надежное (устойчивое, безопасное, оптимальное) состояние и достижение цели полетного задания в области Ω₂, т. е. при расширении области Ω₁ до Ω₂.

При этом возможны различные ситуации, связанные с совместным проектированием комплекса с позиции минимизации потерь при эксплуатации, начиная от измерения параметров самолета и двигателя до разработки специальных для данного класса самолетов комплексов тренажеров, позволяющих осуществлять необходимую подготовку летчиков (доводку его ИАЦ-1 до необходимого состояния). По существу, здесь рассматривается идея проектирования с максимальным использованием самого дешевого продукта для эксплуатации ЛА – человека.

В работах [14, 16] рассмотрен частный подход к решению задачи выбора параметров комплекса (рис. 1.4) с использованием одного критерия, связанного с энтропией системы. В общем случае необходимо использовать тот критерий, который связан с выполнением цели и назначения данного класса ЛА. Так, например, при проектировании комплекса следует учесть необходимость исключения летчика из контура управления, когда на вход ИАЦ поступают процессы высокой скорости изменения по амплитуде и частоте. С этой целью необходим анализатор входных сигналов x_i:

– по амплитуде и удаленности его от Ω_доп;

– по скорости изменения x_i;

– по количеству сигналов, которые могут достигнуть Ω_доп.

При этом необходимо осуществлять прогноз достижимости критической области [11].

Несмотря на эти ограничения, рассмотренный подход может быть использован в качестве метода или методики в случае, если критерий уточнен, расширен в зависимости от целей и задач проектируемого ЛА, когда необходимо решать многокритериальные задачи.

1.2. Поле сил аэродинамического давления как источник опасных и безопасных состояний самолета

Динамические системы, создающие аэродинамические силы и моменты для достижения заданной цели, будем называть аэродинамическими системами. Сюда относятся: самолеты, вертолеты, крылатые ракеты. Аэродинамические системы – это объекты, наделенные аэродинамическими характеристиками, определяющими принцип их функционирования, в том числе возможность, безопасность и экономичность их реализации. Таким образом, мы выделяем особый тип объектов, обладающих заложенным в него при его создании особым способом реализации цели – путем создания поля сил аэродинамического давления (ПСАД), которое контролируется и управляется так, чтобы отклонение от цели в каждый момент времени его параметров траектории было минимальным.

Из всех динамических систем, созданных и эксплуатируемых человеком, наиболее сложной является самолет. Проблема риска и безопасности для этого класса динамических систем была и остается наиболее актуальной. Аэродинамические системы, включающие: крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, руль высоты, руль направления, элероны, закрылки, предкрылки, обладают определенной для этого класса динамических систем структурой, приведенной на рис. 1.5. На рис. 1.5 приведены следующие обозначения:

L_p, m_p – расчетные дальность полета и масса самолета;

L_ф, m_ф – фактические дальность полета и масса самолета соответственно;

L_изм, m_изм – измеренные дальность полета и масса самолета;

ρ – плотность воздуха;

W_x, W_y, W_z – проекции вектора скорости ветра на оси, связанной с самолетной системой координат.

На рис. 1.5 представлена структура аэродинамической системы на макроуровне. Каждая из четырех подсистем (1–4), включенных в структуру, включает системы на микроуровне, функциональные свойства которых необходимо контролировать и поддерживать на заданном уровне. В противном случае происходит потеря функциональных свойств, и в итоге динамическая система не способна выполнять поставленную цель.

Особая роль принадлежит подсистеме 2 реализации цели, включающей конструкции несущих поверхностей. Конструкция несущих поверхностей выполняет одну из основных компонент реализации цели – создает поле сил аэродинамического давления, обеспечивая целевое перемещение самолета в пространстве. При этом конструкция, двигатель и бортовое оборудование обладают необходимыми свойствами.

Рис. 1.5

Создав ПСАД, конструкция самолета воспринимает необходимые для реализации целевого перемещения самолета силы и моменты. Особенности конструкции несущих поверхностей отвечают особенностям целевого назначения данного самолета. В свою очередь особенности конструкции порождают особенности структуры поля сил аэродинамического давления, переменного во времени и в пространстве. Взаимодействие конструктивных характеристик и создание ими в полете характеристик ПСАД обусловливают необходимость управлять и ограничивать аэродинамические силы и моменты, следовательно управлять ПСАД.

Рассмотрим роль и место ПСАД на качественном структурно-функциональном уровне в системе аэромеханического контроля и управления векторами аэродинамических сил R = (X, Y, Z) и моментом M = (M_x, M_y, M_z), где X, Y, Z – проекции вектора аэродинамической силы на связанные с самолетом оси координат; M_x, M_y, M_z – проекции вектора аэродинамического момента на связанные с самолетом оси координат.

На рис. 1.6 представлена структура физической модели процессов образования, контроля и управления полем сил аэродинамического давления с целью реализации заданной траектории движения. Отметим, что для управления полетом (движением) самолета необходимо знать результирующие аэродинамические силы и моменты, которые реализуются в процессе силового взаимодействия воздушной среды и самолета при разных скоростях и направлениях его движения.

В полете для управления, т. е. формирования потребных величин R и М и соответствующих им фактических параметров траектории движения x_ф = (x₁,…,x_n)_ф, производится контроль фактических значений R_ф и М_ф и сравнение их с теоретическими (потребными) значениями R_Т и М_Т. При этом нам необходима информация о процессах х_ф, посредством которой формируются потребные углы отклонения органов управления с целью компенсации отклонения R_ф, М_ф от R_Т, М_Т. С помощью современных средств возможно измерение x*(t) = x_изм = х_ф + δx*, где δх* – погрешности измерения х*. При этом достоверный контроль x(t) с помощью современных средств возможен только в горизонтальном установившемся полете, когда x ≈ x*.

Рис. 1.6

Чем дальше мы уходим от установившегося горизонтального полета, тем больше возникает отличие х* от х, тем больше имеют место погрешности в оценке аэродинамических сил R и моментов М.

На рис. 1.6 имеют место следующие соотношения:

1) измеренные значения аэродинамических сил:

R⁽¹⁾_изм = R_ф + δR_м + δR_и; R⁽²⁾_изм = R_ф + δR_и,

где δR_м, δR_и – погрешности измерения R методические и инструментальные соответственно;

2) фактические значения аэродинамических сил и моментов:

R_и = R_т + δR*_м; М_ф = М_т + δМ*_м,

где δR_м, δМ*_м – методические погрешности, обусловленные несоответствием методов и средств идентификации R и М в полете;

3) x = (α,β,V_в,…) = (x₁,x₂,x₃,…);

4) y(t) = (H_g,X_g,Y_g,Z_g,ω_х,ω_y,ω_z,…) = (у₁, у₂, у₃,…),

где H_g, Χ_g, Y_g, Ζ_g – высота полета и проекции положения координаты центра тяжести самолета на земные оси координат OX_д, OY_д, OZ_д соответственно; ω_x, ω_y, ω_z – угловые скорости вращения самолета относительно осей OX, OY, OZ связанной системы координат;

5) ,

где Δx(·) – отклонение параметров возмущенного потока х* от параметров невозмущенного потока х; h – расстояние от несущих поверхностей самолета, измеренное, например, по нормали; S – точка на несущей поверхности самолета;

6) Ω_доп(x) = Ω_доп(x*) + δΩ_доп,

так, например, для угла атаки получим α_доп(x) = α_доп(x*) + δα;

7) Ω_кр(x) = Ω_кр(x*) + δΩ_кр.

При этом, начиная с некоторого расстояния h от несущих поверхностей, параметры потока получают возмущение, и при приближении к несущим поверхностям они увеличиваются, максимальная величина их достигается на поверхности, например, крыла. Таким образом, в системе аэромеханического контроля решается обратная задача – аэродинамическая. Здесь задано поле аэродинамического давления P(S,h,t), его величина в ограниченном числе точек на поверхности S; требуется определить параметры х невозмущенного набегающего потока. Отметим, что прямая задача связана с определением поля аэродинамического давления (сил и моментов), если известны параметры невозмущенного потока, в которое погружены несущие аэродинамические поверхности.

Согласно отмеченному в п. 1, система управления получает на вход с выхода двух систем контроля величины R⁽¹⁾_изм и R⁽²⁾_изм, отличающиеся на методическую погрешность функционирования систем контроля R_м. Система управления обеспечивает R_T = R⁽¹⁾_изм и R_T = R⁽²⁾_изм. В первом случае получаем R_ф = R_Т + (δR_м + δR_и), во втором – R_ф = R_Т + δR_и. Величина методической погрешности δR_м, как правило, существенно больше δR_и. По этой причине погрешности управления существующих систем контроля и управления больше.

Для реализации безопасного полета необходимо организовать такое взаимодействие конструкции, обладающей соответствующими характеристиками, и созданного ею ПСАД, при которых выполняется поставленная цель. Особая роль принадлежит подсистеме 3 (рис. 1.5), посредством которой формируется ПСАД для реализации заданной цели на макроуровне, включая: реализацию траектории движения, обеспечение устойчивости, управляемости, реализацию управлений. Структура подсистемы 3 практической реализации цели представлена на рис. 1.7. Здесь обозначено: х_доп – допустимое значение х; x_i⁽³⁾ – заданное значение параметра х_i.

Контролю и управлению подлежит совокупность параметров, включающих:

1) параметры, характеризующие цель (например, дальность полета L, высоту полета Н, скорость полета V и т. п.);

2) параметры траектории, с помощью которых задаются области допустимых или безопасных ее состояний (α, V, n_y, ω_x, ω_y, n_x, …), где n_x, n_y – проекции вектора перегрузки на оси ОХ, OY соответственно;

3) параметры траектории полета, используемые при оптимизации эффективности применения техники.

Рис. 1.7

Два основных фактора – поле сил аэродинамического давления и связанный с ним вектор тяги двигателя – задают фактические значения параметров траектории. Проблема контроля над состоянием ЛА связана с контролем над состоянием поля аэродинамического давления на несущих поверхностях, дабы предотвратить:

– разрушение конструкции;

– выход в область критических режимов полета.

Согласно приведенной структуре с функциональными свойствами подсистем Ф₁, Ф₂, Ф₃, Ф₄, для того чтобы аэродинамическая система способна была осуществлять реализацию заданной цели, она должна содержать из области допустимых значений такие показатели, как:

– идентифицируемость (α₁);

– управляемость (α₂);

– наблюдаемость (α₃);

– устойчивость (α₄): устойчивость во внешней среде, т. е. траекторию (α₄₁); устойчивость во внутренней среде (α₄₂).

Таким образом, имеют место следующие допустимые множества, порожденные α_i α:

Ω_доп = Ω_доп(α₁,α₂,α₃,α₄);

Ω⁽¹⁾_доп = Ω⁽¹⁾_доп(α₄₁); Ω⁽²⁾_доп = Ω⁽²⁾_доп(α₄₂); Ω⁽³⁾_доп = Ω⁽³⁾_доп(α₄₃).

При этом имеют место три уровня допустимых состояний аэродинамической системы:

– область допустимых состояний Ω⁽¹⁾_доп есть множество значений х, в которой соблюдается устойчивость фазовых траекторий;

– область Ω⁽²⁾_доп, в которой соблюдается функциональная устойчивость подсистем аэродинамической системы;

– область Ω_доп, в которой реализуется структурная устойчивость аэродинамической системы, обеспечиваемая прежде всего ресурсным потенциалом всех ее подсистем.

Представим области допустимых состояний для аэродинамической системы в явном виде, задав их в виде неравенств.

I. Параметры траектории полета х = (х₁,…,х₇) включают нижеследующие.

Дальность полета х₁ = L(Т) ≥ L_з, где L_з – заданная дальность полета; Т – время полета. При этом L_з = L_з(H₃,V₃,q₃,α₃,n³_y,M₃,m₃); L_ф = L_ф(H_ф,V_ф,q_ф,α_ф,…) – фактическая дальность полета; H_ф, V_ф,… – фактические значения параметров траектории; H_з, V_з,… – заданные значения параметров траектории; q – скоростной напор; n^з_y – заданная величина перегрузки.

Высота полета х₂ = Н_ф (рис. 1.8): Н₁ ≤ Н_Ф ≤ Н₂, где Н₁, Н₂ – минимально и максимально допустимые значения высоты полета.

Скорость полета х₃ = V_ф > V_доп.

Скоростной напор , где ρ – плотность воздуха на высоте полета.

Число Маха х₅ = М_ф ≤ М_доп.

Угол атаки крыла х₆ = α: α₁ ≤ α_ф ≤ α₂.

Перегрузка x₇ = n по вертикальной оси

где Y, P_р, α – подъемная сила, тяга двигателя, угол атаки соответственно.

В общем случае: α₁, α₂, Н₁, Н₂, V_доп, q_доп, M_доп, n_у доп – функции таких параметров траектории, как скорость полета V, высота полета Н, число Маха.

Рис. 1.8

II. Устойчивость возмущенного движения.

Область Ω⁽¹⁾_доп устойчивости возмущенного движения в первом приближении строим, используя линеаризованные уравнения движения вида = Ах, где А = [a_ij]_nxn – матрица с постоянными элементами а_ij. При этом должно соблюдаться неравенство m_ij ≤ a_ij ≤ M_ij, где m_ij, M_ij зависят от конструктивных параметров аэродинамических поверхностей, создающих ПС АД; a_ij = f(B,X₀), где В – конструктивные параметры самолета, характеризующие его внутренние свойства; Х₀ – начальные значения параметров траектории.

Взаимосвязь а_ij и (B,X₀) устанавливается следующим способом: а_ij такое, что γ_S < λ₀ , где λ₀ – некоторое заданное отрицательное число, а γ_S = Rеλ_S; λ_S – корни характеристического уравнения (в общем случае комплексные) для матрицы А, при этом

Когда скорость полета возрастает, вещественная часть одного из λ_S → 0 и становится при некоторой V_кр равной нулю. Тогда самолет становится неустойчив, т. е. покидает область допустимых состояний.

III. Параметры управляемости, обусловленные свойствами ПСАД (качество переходного процесса).

Допустимая величина перерегулирования по перегрузке а₁ = maxΔn_y(t), t [0,T], должна удовлетворять следующему неравенству:

a₁₂ ≤ a₁ ≤ a₁₁,

где а₁₂, а₁₁ – заданные величины из условия прочности и быстродействия.

Время t_ср срабатывания автомата по перегрузке, при котором впервые выполняется равенство:

Δn_y = (1 – ε_n)(Δn_y)_уст,

где (Δn_y)_уст – приращение перегрузки n_у в установившемся движении; ε_n > 0, заданная малая величина, должна принадлежать об-ласти допустимых значений Ω_доп, удовлетворяя неравенству

(t_ср)₂ ≤ t_ср ≤ (t_ср)₁,

где (t_ср)₁, (t_ср)₂ – заданные величины.

Время t_n переходного процесса по перегрузке попадания Δn_y в «трубку» | Δn_y – (Δn_y)_уст | ≤ ε_n, где ε_n > 0 – заданная величина. На t_n налагается ограничение t_n ≤ (t_n)_max.

Применение информации о поле сил аэродинамического давления в системах контроля и управления особенно необходимо при полете:

1) на малой высоте, при взлете или посадке в условиях резкой смены направления ветра:

– со встречного на попутный;

– с нисходящих потоков на восходящие;

2) в условиях, когда возможно сваливание с переходом в штопор, например при пространственных маневрах;

3) в условиях пространственного неустановившегося движения высокоманевренных самолетов с целью обеспечения безопасности;

4) в условиях существенного изменения массы и центровки самолета с целью обеспечения оптимального расхода топлива и безопасности полета.

Отметим особенности обеспечения безопасности полета параметров траектории, зависящих от ПСАД. Создавая системы контроля, человек всегда шел по пути их упрощения. Так, например, с целью предотвращения критических значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях он измерял угол отклонения флюгарки и скорость полета с помощью приемника воздушного давления (ПВД), обеспечивая тем самым минимальные затраты на систему контроля.

Все это было возможно на заре авиации. Дело в том, что такие средства контроля, как флюгарик, ПВД измеряют локальный угол атаки и скорость (α*, V*) вне поля сил аэродинамического давления, т. е. когда х не принадлежит области Ω, в которой действует давление Р, подлежащее контролю, управлению и ограничению. В связи с этим (α*,V*) = х Ω(Р) и отличается от (α,V) = y Ω(P) на величину Δx = x – y. При этом у – это истинные значения (α,V), а х – измеренные, обладающие методическими погрешностями δx_м. Эти погрешности стремятся к нулю, когда ЛА совершает установившееся горизонтальное движение. Во всех остальных режимах δx_м ≠ 0 и достигает максимальное значение в неустановившемся пространственном движении. Было совершено множество исследований по созданию модели учета возмущающих факторов от поля аэродинамического давления, создаваемого самолетом в пространстве на показания флюгарика и ПВД. Пока эти исследования привели к невозможности учета влияния и компенсации методических ошибок, создаваемых при контроле с помощью ПВД и флюгарика.

Таким образом, ограничение параметров траектории самолета х_i (обеспечение безопасности полета) состоит не только в разработке средств контроля х_i и управления, но и в учете погрешностей средств контроля, уменьшения их, поскольку уменьшение δx_i обусловливает расширение области допустимых значений х_i, т. е. Ω_доп(x_i).

Целесообразность разработки и применения систем аэромеханического контроля широко просматривается в современной авиации:

– контроль над массой и положением центра масс, например, транспортных самолетов;

– контроль над тягой несущего винта вертолета, например, при взлете и посадке в горах; контроль над минимальной скоростью вертолета при посадке;

– обеспечение минимального расхода топлива на различных режимах полета;

– контроль над флаттерным режимом крыла, управление с целью увеличения скорости полета.