Текст книги "Институт проблем риска. Образование, наука"

Авиакатастрофы, согласно расследованиям Межгосударственного авиационного комитета (МАК), обусловлены рядом типов событий, среди которых основными являются [109]109
  Состояние безопасности полетов в гражданской авиации государств – участников «Соглашения о гражданской авиации и об использовании воздушного пространства». Доклад международного авиационного комитета (в 2006, 2007 годах).


[Закрыть]:

– сваливание (событие В);

– потеря пространственной ориентировки (событие С);

– невыдерживание глиссады (событие D);

– человеческий фактор, отсутствие взаимодействия в экипаже воздушного судна (событие Е).

Приведем ряд примеров катастроф, обусловленных сваливанием.

1. Девятого 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 14º 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, 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.

2. Четвертого 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 12º и левого крена 20º. Затем угол атаки достиг 16,5º (сработал «автомат угла атаки и самолетных перегрузок»), угол крена γ продолжал увеличиваться до 44º 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 20º. Все управления были направлены на поддержание постоянной высоты полета при γ > 30º.

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

Как сказано в работе [110]110
  Щербаков А.А. Неоправданные катастрофы ЛИИ и безопасность полетов. – М.: Крылья Родины, 2006 г. – № 10. – с. 18–19.


[Закрыть]: «Падение лайнера в штопоре не оставляет пассажирам никаких шансов на спасение».

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

3. Катастрофа самолета ТУ-154 произошла из-за сваливания в неуправляемую спираль (плоский штопор) под Донецком (в августе 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. Выход за α_доп обусловлен, как правило, погрешностями приборов.

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

В итоге указатель скорости показывал 34 км/час при скольжении β = 20º (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 = 22º и приборной скорости V_пр = 310 км/час. Погрешности приборов были обусловлены следующим:

– болтанкой, при которой стрелки хаотично отклонялись;

– в зоне воздушного судна был сильный восходящий поток: W_у = 30 м/с, W_у i = 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 и весе 85 т – V_св = 293 км/час.

Качественная картина движения самолета после сваливания (в плоском штопоре) приведена на рис. 5.1.

Рис. 5.1

Средняя скорость V_y 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 борту, где расположены приемники статического давления. Этот подхват (за 10 секунд, т. е. V_y = 70 м/с) происходит из-за конструктивных особенностей самолета ТУ-154М, которые обусловливают при определенном угле атаки нарушение обтекания крыла потоком, при этом резко увеличивается подъемная сила, и самолет подбрасывает.

В этой ситуации наличие САК-Zh позволяет предотвратить подхват, так как 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).

4. Тридцатого июня 2004 года в Республике Армения потерпел катастрофу самолет Х-32 «Бекас» 4L-АСА. Катастрофа произошла вследствие сваливания самолета и последующего столкновения с горным склоном при выполнении маневра, связанного с набором высоты и созданием левого крена в процессе полета на предельно малой высоте.

5. Девятнадцатого ноября 2005 года в Московской области самолет Цессна С-0208 В №Р4-ОIN потерпел катастрофу. Погибли 6 пассажиров и 2 члена экипажа.

Бортовой параметрический самописец зафиксировал изменения параметров полета, которые свидетельствуют о выходе самолета на режим сваливания. Действия членов экипажа по выводу самолета из режима сваливания оказались неэффективными. В результате самолет значительно превысил эксплуатационные ограничения и столкнулся с землей.

6. Шестнадцатого 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 сохранение 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 утла атаки, не позволили членам экипажа реализовать достоверный контроль параметров полета и сформировать правильное управление по выводу самолета из сваливания.

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 статистические материалы катастроф по причине сваливания за период с 15.08.1958 по 22.08.2006 гг., обусловленные 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.

Таблица 5.1. Сваливание отечественных самолетов вгражданскойавиации 1958…2001 гг.:

Продолжение таблицы 5.1

Окончание таблицы 5.1

Известные системы повышения устойчивости и управляемости [111]111
  Живетин В.Б. Методы и средства обеспечения безопасности полета. Том 18. – Москва: Изд-во Института проблем риска, ООО Информационно-издательский центр «Бон Анца», 2010. – 448 с.


[Закрыть] не позволяют предотвращать выход самолета на большие углы атаки, сваливание и штопор. То же самое можно сказать и о световой, звуковой и тактильной сигнализациях, эффективность применения которых в условиях реального полета становится весьма проблематичной. Так, тактильная сигнализация может быть спутана с реальной тряской самолета, вызванной, например, бафтингом; световая и звуковая сигнализации в условиях предельной загруженности летчика также могут оказаться неэффективными.

Отметим, что диапазон углов атаки, при которых последовательно развиваются бафтинг, колебание с крыла на крыло, сваливание в штопор, занимает больше половины всего диапазона углов атаки, в котором приращение подъемной силы положительно. Так, для самолета США А-7 α_бафт = 11º, α_штоп 24º, а для самолета США F-4 α_бафт = 10º, α_штоп 25º, где α_бафт, α_штоп – углы атаки, при которых начинаются бафтинг и штопор.

В связи с вышеперечисленным решение проблемы может быть осуществлено посредством введения в систему управления самолетом автоматической системы предотвращения сваливания и штопора. Не касаясь вопросов функционирования систем автоматического предотвращения штопора и вывода из него, остановимся на принципах работы нескольких известных в настоящее время систем автоматического предотвращения сваливания. Идея построения системы автоматического предотвращения сваливания путем отталкивания штурвала управления не нова. На этом принципе были построены первые автоматы еще десять-пятнадцать лет назад. Значительное повышение надежности авиационных систем, достигнутое за последующие годы, позволило разработать и реализовать более сложную и совершенную идеологию функционирования системы автоматического предотвращения сваливания и штопора.

Самолет F-111, подобно большинству современных самолетов, не имеет явно выраженных аэродинамических признаков, предупреждающих об угрозе сваливания. Для него была создана и испытана автоматическая система предотвращения сваливания, которая обеспечивала ограничение угла атаки и координирование разворота на больших углах атаки путем управления Х_л, формируемого летчиком. Поскольку на величину угла атаки начала сваливания значительное влияние оказывает темп развития рыскания, в системе была предусмотрена минимизация скольжения на больших углах атаки. Задача облегчалась тем обстоятельством, что на самолете F-111 используются длинноходовые сервоприводы-рули, позволяющие использовать 60 % эффективности управления по каналу тангажа, 75 % эффективности управления по каналу крена и 50 % эффективности управления по каналу рыскания.

Ограничение угла атаки достигалось нелинейной обратной связью (рис. 5.2) с высоким коэффициентом усиления от сигнала угла атаки к рулю высоты (точка А) и уменьшением коэффициента усиления ручного канала (точка В) при больших углах атаки.

Рис. 5.2

Предотвращение забросов угла атаки обеспечивалось опережающей компенсацией – суммированием сигнала обратной связи угла атаки с сигналом угловой скорости тангажа. Минимизация скольжения на больших углах атаки достигалась путем введения перекрестной обратной связи между элеронами и рулем направления по сигналу скорости рыскания ω_y пот = ω – ω_xα, где ω_y, ω_x – угловые скорости вращения самолета относительно осей OY, OX соответственно, α – угол атаки. Перекрестная связь вводилась для устранения моментов рыскания, обусловленных дифференциальным отклонением стабилизатора.

Несколько иной подход в предотвращении сваливания был реализован на самолете А-7. Проблема обеспечения динамической устойчивости самолета на больших углах атаки решалась путем подключения автоматической системы предотвращения сваливания к существующей системе управления.

Дополнительная система включалась в работу в зависимости от угла атаки и скольжения в тот момент, когда вспомогательный сигнал α* принимал нулевое значение. Этот сигнал формировался следующим образом:

где с₁ = 18º÷20º, с₂ = 0,13÷0,2, с₃ = [0,1÷0,3] .

Считалось, что при переменной турбулентности атмосферы соответствующий углу атаки сигнал α* может быть заменен на величину, равную S(ω_z/(S + 0,25), где S — оператор дифференцирования Лапласа. Закон отклонения рулей при этом принимался в следующем виде:

где k₁ = 1÷3, k₄ = –0,14(α–α*), k₅ = –0,5[c^–1], k₇ = 1,5 [град/с^–2].

Результаты экспериментальной проверки системы предотвращения сваливания для всех величин расходов руля высоты показали достаточную эффективность ее работы. Летчики уверенно использовали маневренные возможности самолета вплоть до аэродинамического срыва, т. е. до α = α_св. Эта система расширяла область применения самолета А-7, предотвращая рыскание его вблизи сваливания. В процессе испытаний была установлена возможность замены угла скольжения β сигналом боковой перегрузки n_z, что представляет известную ценность из-за трудностей точного измерения угла скольжения.

Вместе с тем необходимо отметить, что особенность характеристик самолета А-7, заключающаяся в наступлении сваливания до аэродинамического срыва и в сохранении эффективности управления при срыве, делает его достаточно специфичным, так как другие самолеты могут не обладать такой особенностью. Этот факт может существенно отразиться на облике системы управления.

Применительно к самолетам F-15 и F-16 был разработан ограничитель угла атаки, в котором отклонение стабилизатора на угол δ_л осуществлялось как механической системой (непосредственно от летчика), так и электрической на угол δ*, которая представляла собой совокупность систем улучшения устойчивости и управляемости и ограничителя угла атаки. В системе предусмотрена логика перевода управления только на механическое (от летчика) при достижении угловой скоростью ω_y некоторого порогового значения. Результаты аналитических и экспериментальных исследований показали существенное снижение вероятности сваливания на различных режимах полета.

Несмотря на различия в реализации разных систем ограничения угла атаки, основная идея, заложенная в построение алгоритма их функционирования, может быть обобщена, что и проиллюстрировано функциональной схемой, приведенной на рис. 1.7.

На рис. 5.3 и 5.4 введены обозначения: – параметры движения летательного аппарата; δ – отклонение тяг управления; – шумы измерения; – выходные координаты модели; Δ – сигнал ограничения; СУУ – система улучшения устойчивости; СУ – система управления.

Рис. 5.3

Рис. 5.4

В контуре ручного управления с целью ограничения угла атаки в явном или неявном виде осуществляется ограничение отклонения руля высоты. Устройство, реализующее эту функцию, может быть выполнено в виде электронно– или гидромуфты, цилиндра с выдвижным штоком в проводке управления, демпфера (катаракта), переменного коэффициента усиления и суммирующего устройства на базе длинноходового рулевого сервопривода и т. п. Контроль реальной динамики движения самолета в системах ограничения и формирование корректирующего сигнала осуществляются путем пропускания измеряемой части вектора аэродинамической подъемной силы Y через систему фильтров, с помощью которых формируются необходимые для управления сигналы.

Отклонение реальной траектории самолета от желаемой определяется величиной вектора выходных координат. Далее вычислитель на основе информации о текущей динамике самолета и мере близости реальных координат движения к их допустимым значениям x_доп вырабатывает сигнал Δ ограничения отклонения руля высоты δ_рв и соответствующие корректирующие сигналы перекрестных обратных связей на имеющиеся на самолете органы управления. Для выяснения особенностей функционирования приведенной структуры рассмотрим алгоритм работы упрощенной системы предупреждения о выходе на опасные значения угла атаки и нормальной перегрузки. В такой системе, как правило, реализуются следующие законы срабатывания сигнализации:

где α_доп и n_yдоп – допустимые значения угла атаки α и перегрузки n_y; α_ср и n_yср — текущие значения угла атаки и нормальной перегрузки, при которых срабатывает сигнализация; Δα, Δn_y – статический запас срабатывания сигнализации, звуковой или тактильной; k_α, k_ny – коэффициенты усиления сигналов упреждения для α и n_y соответственно; W_ф1, W_ф2 – передаточные функции фильтров сигналов упреждения.

Отметим, что правые части приведенных выше неравенств содержат пороговые или опасные по прибору значения α и n_y, т. е. α_доп – Δα = α^пр_оп; n_y доп – Δn_y = n^пр_у оп, где α^пр_оп, n^пр_у оп – опасные по прибору значения α и n_у. Величина k_α · W_ф1(S) представляет собой сигнал упреждения в срабатывании сигнализации, обусловленного динамикой процесса изменения угла атаки. Передаточные функции W_ф1, W_ф2 подлежат определению. При этом должны учитываться два противоречивых требования: подавление помех в сигналах и и неискажение полезного сигнала. Как известно, при фильтрации сигналов полезная составляющая поступает на выход с некоторым запаздыванием τ_ф. Это означает, что на интервале времени, равном запаздыванию τ_ф, возможна ситуация, когда α > α_св.

Поскольку допустимые значения угла атаки, как правило, зависят от числа М, а n_yдоп является функцией веса самолета, погрешность срабатывания сигнализаторов будет зависеть и от погрешностей вычисления этих аргументов [112]112
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). – Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть].

Рассмотрим задачу выбора параметров систем, предназначенных для управления ЛА, и ограничения параметров движения. На рис. 5.5 представлена система управления и ограничения предельных режимов по углу атаки.

Рис. 5.5

Рассматриваемая система включает в себя подсистему предупреждения критических режимов (СПКР), выходные сигналы которой (звуковые, световые, тактильно-импульсные) для летчика являются управляющими, а передаточная функция летчика W_л(S) приведена в работе [113]113
  Живетин В.Б. Технический риск (элементы анализа по этапам жизненного цикла ЛА). – Жуковский, ГРАФ, 2001. – 446 с.


[Закрыть]. Однако при полете на предельных режимах, которые в указанных работах не анализировались, функция W_л(S) нуждается в уточнении. Для этого предлагается использовать экспериментальный материал – плотность распределения времени запаздывания летчика в отработке команд. В данной системе сигнализатор срабатывает при Δ ≥ 0, где

Δ = kα W_ф(S) + α – α^пр_оп.

Величина α^пр_оп представляет собой опасное значение угла атаки, отсчитываемого по прибору, т. е. определяется с учетом погрешностей информационно-измерительной системы и зависит от числа М. При этом максимальное значение угла отклонения руля высоты, зависящее от α^пр_оп, непостоянно и изменяется при изменении числа М, поскольку α^пр_оп = α^пр_оп(M). В результате решение задачи расчета параметров таких систем сводится к определению допустимой величины погрешности измерения а, опасного по прибору значения α = α^пр_оп, т. е. такого значения угла атаки, при котором происходят срабатывание сигнализации и ограничение хода руля высоты, параметров фильтра W_ф и τ, параметров системы ручного управления (передаточных чисел и т. п.).

Рассмотрим влияние динамики изменения угла атаки на качество функционирования системы. Будем считать, что до момента сваливания (до достижения углом атаки значения α^пр_оп) правомерно в качестве динамической модели самолета использовать стандартную форму линеаризованных уравнений продольного короткопериодического движения в следующих вариациях:

На рис. 5.6 приведена блок-схема системы контроля и управления, реализующей ограничения на параметры траектории полета самолета.

Рис. 5.6

Только в последние годы в авиации стали использовать системы контроля такого содержания. При этом обеспечиваются полное использование технических возможностей ЛА и необходимая степень безопасности полета. Для реализации указанных систем требуется расширить диапазон функционирования измерительных систем вплоть до Х_кр, обеспечить их правильное функционирование в условиях пространственного движения. Это очень важно в случае возникновения нештатной ситуации, когда параметры движения выходят на границу области допустимых значений.

Система аэромеханического контроля (САК) [114]114
  Живетин В.Б. Аэромеханический способ измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета и устройство для его осуществления. Патент № 2336533. Опубл. 20.10.2008. Бюл. № 29.


[Закрыть] реализует свое целевое назначение путем контроля за полем сил аэродинамического давления (ПСАД) и формированием на основе полученной информации совокупности параметров состояния аэродинамических сил и величин этих сил. Это обеспечивает предотвращение катастрофических состояний ПСАД путем отклонения органов управления, включая: угол отклонения руля высоты; тяги двигателя; углов отклонения элеронов и руля направления.

Цель САК достигается тем, что измерение перепада давления осуществляется непосредственно на несущих поверхностях воздушного судна, например на крыле, горизонтальном оперении, вертикальном оперении (рис. 5.7), в специально выбранных точках, которые обеспечиваются авторским способом по выбору места расположения датчиков. Полученная с датчиков перепада давления информация обрабатывается согласно полученным в работе [115]115
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). – Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть] формульным соотношениям, обеспечивая контроль искомых параметров состояния самолета.

Рис. 5.7