Системы аэромеханического контроля критических состояний - Владимир Живетин

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 αкр и скорость воздушного потока, обтекающего крыло Vк. 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 Vкр, а скорость Vф 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, ωx = ωy = ωz = 0, а также при отсутствии турбулентности набегающего потока воздуха.

Функционально система аэромеханического контроля в результате контроля устанавливает соответствие между фактическими значениями:

– угла атаки крыла αкр;

– скорости воздушного потока, обтекающего крыло Vкр;

– положения центра тяжести воздушного судна хТ;

– угла скольжения вертикального оперения β;

– подъемной силой Y правой и левой полуплоскостей крыла воздушного судна и допустимыми значениями этих параметров, определяющими качественно различные области Ωдоп и Ωкр (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 Су не более 1,2. Причина раннего сваливания Як-40 обусловлена наличием угловой скорости крена ωх. 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 ωх 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 ωх. Вертикальная скорость снижения Vy = 10 м/с. За 22 сек. до катастрофы: перегрузка nу = 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 ωх, 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 αдоп, сваливание неминуемо, и надо выводить из него. Погрешности приборов, обусловившие α > αдоп, 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 Vпр = 310 км/час. Погрешности приборов были обусловлены:

– болтанкой, при которой стрелки хаотично отклонялись;

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

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

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

Средняя скорость Vу 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. Vу  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.