Алгоритм обнаружения попадания самолета в условия сдвига ветра и оптимизация вывода

Алгоритм обнаружения попадания самолета в условия сдвига ветра и оптимизация вывода

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования

МОСКОВСКИЙ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ

(государственный университет)

Алгоритм обнаружения попадания самолета в условия сдвига ветра и оптимизация вывода

Магистерская работа студента 763 группы ФАЛТ

Махмутова Айнура Аликовича

Научный руководитель: кандидат технических наук, с.н.с. Ахрамеев Василий Иванович

Рецензент: Королев Владимир Степанович

Жуковский, 2013

Содержание

Введение

. Ветровые возмущения, возникающие при сдвиге ветра

.1 Моделирование нисходящего порыва

. Разработка алгоритма обнаружения попадания в сдвиг ветра

. Поиск оптимальных параметров для вывода самолета из условий, связанных с попаданием в сдвиг ветра

. Результаты полунатурного моделирования на стенде

Выводы

Заключение и рекомендации по внедрению в практику

Введение

Немаловажное влияние на безопасность полетов оказывает такое атмосферное явление, как сдвиг ветра - изменение направления и (или) скорости ветра в атмосфере на очень небольшом расстоянии. Сдвиг ветра, как правило, возникает вблизи или под кучево-дождевыми облаками, в зоне атмосферных фронтов, при наличии инверсий у поверхности земли, а также в горной местности и прибрежных районах.

Особо опасным является резкое изменение ветрового режима в приземном слое вдоль траектории движения самолета, которое может оказаться неожиданным для экипажа. Летательный аппарат пересекает самый нижний слой атмосферы в такое короткое время, что ограниченный запас высоты, скорости и приемистости двигателей не всегда позволяет своевременно парировать влияние резкого изменения ветра, что явилось в ряде случаев одной из главных причин летных происшествий. В связи с этим в совместных решениях Комиссии по авиационной метеорологии ВМО и ИКАО указывается на необходимость сообщения экипажам подробной информации об изменениях ветра в нижнем слое атмосферы для взлета и захода на посадку.

В еще большей степени сдвиг ветра опасен для самолетов сверхлегкого класса, имеющих малую массу, относительно небольшую скорость полета и невысокую тяговооруженность.

Бортовое оборудование в авиастроении всегда играло огромную роль. С его совершенствованием увеличивалась простота управления летательным аппаратом и безопасность полетов, сокращалось время на обучение экипажа. В настоящее время все большую часть функций стали брать на себя системы дистанционного управления и бортовые вычислители. Поэтому разработка алгоритмов бортовой системы обнаружения сдвига ветра является актуальной и может найти свое применение.

Целью данной работы является разработка алгоритма обнаружения попадания самолета в условия, связанные со сдвигом ветра, в предположении что спутниковая система навигации (GPS, ГЛОНАСС) отсутствует, либо из-за недостатка спутников, не выдает путевую скорость или отказывает; информирование летчика и поиск оптимального выхода самолета из этих условий. Проверка разработанных алгоритмов проводились на тренажере самолета Сигма-4, имеющим уровень FNPT II по нормам JAR-FSTD-A.

. Ветровые возмущения, возникающие при сдвиге ветра

Турбулентное состояние атмосферы - состояние, при котором наблюдаются неупорядоченные вихревые движения различных масштабов и различных скоростей. Основной причиной турбулентности являются возникающие в атмосфере контрасты в поле ветра и температуры.

При пересечении вихрей воздушное судно подвергается воздействию их вертикальных и горизонтальных составляющих, представляющих собой отдельные порывы, в результате чего нарушается равновесие аэродинамических сил, действующих на воздушное судно. Возникают добавочные ускорения, вызывающие траекторные возмущения, которые могут приводит к опасной потере высоты и, как следствие, к столкновению с земной поверхностью.

Резкое изменение скорости или направления ветра или одновременно скорости и направления возможно как в горизонтальном направлении (горизонтальный сдвиг ветра), так и в вертикальном (вертикальный сдвиг ветра). Вертикальным сдвигом называется изменение скорости и (или) направления ветра с изменением высоты полета. Различают сдвиг ветра не только по направлению (вертикальный и горизонтальный), но и по интенсивности (Табл. 1).

Таблица 1. Критерии интенсивности сдвига ветра

Вертикальный сдвиг ветра (включая восходящие и нисходящие потоки), равный 4-6 м/с и более, в слое 30 м высоты относится к опасным для полетов метеорологическим условием в районе аэродрома. Взлет и заход на посадку летательного аппарата в условиях сильного сдвига ветра запрещаются.

Вертикальный сдвиг ветра нелинейно зависит от толщины слоя, для которого проводится его оценка, в толще слоя могут быть разные по значению восходящие и нисходящие потоки.

В настоящее время нет достаточно надежных способов как обнаружения, так и прогнозирования сдвигов ветра на глиссаде снижения и взлетной траектории. Сегодня используются данные шаров-пилотов, ветровых приборов, установленных на имеющихся вблизи аэродрома высоких зданиях, на телевизионных мачтах или с помощью специального оборудования (доплеровского радиолокатора и др.), а при отсутствии этих данных в информации необходимо иметь прогностический ветер. Изучается возможность обнаружения сдвигов ветра с помощью лазерной техники.

Летный состав во время предполетной подготовки должен учитывать синоптические условия, благоприятные для возникновения сильных сдвигов ветра при взлете и посадке воздушного судна, так как сдвиги ветра относятся к опасным условиям, являются невидимыми и возникают неожиданно.

самолет сдвиг ветер вывод

1.1    Моделирование сдвига ветра (нисходящий порыв)

В данной работе будем рассматривать нисходящий порыв, представляющий наибольшую опасность для летательных аппаратов, движущихся на небольшой высоте, а также совершающих взлет, посадку.

В работе [ Zhao Y. A Simplified Ring-Vortex Downburst Model. //AIAA Paper. №580, 1990, pp. 1-11] приведены данные идентификации параметров на основании измеренных профилей ветра в ситуациях, приведших к катастрофам самолетов В-727 на взлете в Нью-Орлеане в 1982 году и L-1011 на посадке в городе Даллас в 1985 году.

Графики вертикальной Wy и горизонтальной составляющих Wx профиля ветра в зоне микропорыва на высоте (Н = 200, 400 м.).

Данное ветровое возмущение можно описать с помощью математической модели, в которой область микропорыва ветра формируется течением вокруг вихревого кольца, расположенного над плоской поверхностью (М. Ivan. A Ring-Vortex Downburst Model for Flight Simulations. J. Aircraft, vol.23. №3. March 1986.) . Тогда все характеристики потока можно выразить через функцию тока трехмерного безвихревого течения несжимаемой жидкости, индуцируемого вихревым кольцом, которая описывается выражением

Геометрические соотношения показаны на рисунке.

где Г- циркуляция, R- радиус вихревой нити кольца, r₁, r₂ - наименьшее и наибольшее расстояния от текущей точки (x,z,h) до вихревой нити кольца, Rc- эффективный радиус ядра вихревого кольца, λ = (r2-r1)/(r2+r1), K(λ) и E(λ) - полные эллиптические интегралы первого и второго рода.

Поле скоростей, индуцированное кольцевой вихревой нитью, определяется пятью параметрами: положением центра кольца (X,Z,H), циркуляцией Г и радиусом R. Параметры X,Z,H оказывают влияние на относительное положение, а не на форму распределения скоростей, Г дает линейный эффект, a R служит коэффициентом масштаба. Параметры для модели Zhao Y. приведены в таблице 2.

Таблица 2. Параметры модели

Для упрощения вычислений M. Ivan в своей работе «A Ring-Vortex Downburst Model for Flight Simulations» предложил аппроксимировать выражения с эллиптическими интегралами следующим образом :

 , где 0 ≤ ≤ 1

Упрощая таким образом выражение для функции тока, выразим компоненты скорости ветра в трехмерном пространстве (x,y,z) в зоне микропорыва следующим образом :

 , где

Сравним полученную модель ветровых возмущений с экспериментальными данными из работы Zhao Y.

Графики профилей скорости ветра, сравнение модели и эксперимента

Высота 200 м.

Высота 400 м.

Сплошными линиями на графиках показаны скорости, рассчитанные по модели вихревого кольца с аппроксимацией M. Ivana, точками - экспериментальная модель Zhao Y.

Сравнивая графики профилей видно, что модель вихревого кольца с аппроксимацией M.Ivana достаточно хорошо описывает ветровые возмущения, возникающие при сдвиге ветра.

.       
Разработка алгоритма бортовой системы обнаружения сдвига ветра

Ввиду тех условий, что сверхлегкие самолеты могут совершать полеты с полей, грунтовых дорог, заброшенных аэродромов, где нет метеослужб, а следовательно нет и никакой информации о сдвиге ветра, учитывая тот факт, что не все легкие самолеты не оборудованы метеолокатором, способным обнаружить сдвиг ветра, встает вопрос: - Как, имея только систему воздушных сигналов (СВС), курсовертикаль и датчики перегрузок, определить, что летательный аппарат попал в условия сдвига ветра?

Основная идея, предлагаемая в данной работе для обнаружения попадания в сдвиг ветра, состоит в том, что при попадании самолета в порыв, приборная скорость из-за действия встречного ветра на СВС будет возрастать, самолет же под действием встречного ветра будет тормозиться. Таким образом, нам нужно следить за рассогласованием показаний приборной скорости и расчетной скорости, определяемой путем интегрирования показаний, полученных из датчиков акселерометров. По сигналам датчиков перегрузок и курсовертикали можно определить расчетную скорость

Но в значении расчетной скорости из-за накопления ошибки интегрирования будет нарастать ошибка. Поэтому введем коррекцию расчетной скорости по воздушной скорости по следующей схеме :

Что аналогично следующей системе уравнений

=

здесь  - расчетная скорость,  - воздушная скорость, полученная из приемников воздушного давления (ПВД),  - вектор ускорения в скоростной системе координат, Т - характерное время коррекции расчетной скорости (обуславливается характеристиками акселерометров и чувствительностью приемника воздушного давления).

Таким образом, наблюдая за разностью скоростей  и при превышении заданного значения, обуславливаемым чувствительностью ПВД, мы можем сказать, что самолет попал в условия, связанные со сдвигом ветра и информировать летчика (экипаж) об этом.

. Поиск оптимальных параметров для вывода самолета из условий, связанных с попаданием в сдвиг ветра

Такой параметр, как запас высоты при движении в зоне нисходящего порыва, является одним из ключевых. После того, как мы обнаружили, что самолет попал в условия сдвига ветра, встает следующий вопрос: - Какими должны быть действия летчика либо автопилота, чтобы обеспечить минимальную потерю высоты?

Рассмотрим данную задачу для конкретного самолета - Сигма-Классик, имеющего следующие зависимости Vy от Vпр.

Поляры самолета Сигма-Классик (Тренажер СЛА в АКШ)

, Vпр - вертикальная и приборная скорости при различных положениях закрылков: гладкое крыло, положение закрылков 10°, положение закрылков 20°. Сделаем дальнейшее предположение, что при относительно небольших скоростях полета и небольшой высоте поправки на сжимаемость несущественны, и плотность воздуха незначительно отличается от плотности на уровне земли.

С учетом данных предположений Vпр ≈ V , где V - истинная скорость самолета.

Запишем, как будут выглядеть компоненты скорости в земной системе координат:

где Vy - вертикальная скорость самолета относительно воздуха, которая из предыдущей поляры может быть записана как

 - горизонтальная составляющая скорости самолета относительно воздуха,

Пусть за момент времени dt самолет пролетит расстояние в порыве dr со скоростью Vxg

Тогда изменение высоты dH за время dt будет равно

Подставляя в это выражение предыдущие равенства, получим:

Переходя к интегралу, будем иметь:

Где L - характерный размер порыва.

Упростим интегральное выражение пользуясь тем, что функция Wy(r) является четной, а Wx(r) - нечетной, т.е

Тогда:

Получилось оценочное выражение для высоты. Рассчитаем и построим графики.

График изменения высоты от приборной скорости, при различных положениях закрылков (Красная линия - гладкое крыло, синяя - положение закрылков 10°, зеленая - положение закрылков 20°).

На графиках отчетливо видно, что для каждого режима выделяется свой экстремум, и наименьшей потере высоты соответствует режим полета на гладком крыле на скорости примерно 210 км/ч, при максимально допустимой скорости для данного самолета 250 км/ч. Значит, что после обнаружения системой попадания самолета в сдвиг ветра летчику либо системе автоматического пилотирования, если таковая имеется, для обеспечения минимальной потери высоты на данном самолете следует выдерживать приборную скорость 210 км/ч на гладком крыле.

. Результаты полунатурного моделирования на стенде

Далее все полученные и изложенные выше результаты (математическая модель нисходящего порыва, алгоритм обнаружения попадания самолета в условия сдвига ветра) были реализованы на пилотажном стенде самолета Сигма-Классик. Алгоритм вывода самолета из условий сдвига ветра строился на основе полученной расчетным путем оптимальной стратегии вывода - выдерживании определенной скорости на гладком крыле, обеспечивающей минимальную потерю высоты при движении в зоне микропорыва.

Ниже, для сравнения потери высоты, получающейся при выдерживании на выводе различных скоростей, приведены результаты моделирования пролета зоны сдвига ветра на различных скоростях: 120км/ч, 150 км/ч, 210 км/ч .

На данных графиках представлены зависимости высоты H, приборной скорости Vpr, вертикальной скорости Vy и разности приборной и расчетной скоростей delta V от времени. Затененной областью является зона вихря.

Как видно, наименьшей потере высоты соответствует режим пролета на скорости 210 км/ч, что согласуется с теоретическими расчетами; существенная разница между воздушной и расчетной скоростью начинает проявляться за пределами радиуса вихревого кольца, что при своевременном оповещении летчика, предупреждает его о входе в зону вихря. Таким образом, проведенный полунатурный эксперимент подтверждает проведенные расчеты.

Выводы

1. На тренажере легкого самолета Сигма-Классик реализована математическая модель сдвига ветра, которая использовалась для проведения полунатурного эксперимента.

2. Предложен алгоритм обнаружения сдвига ветра.

3. Решена задача оптимального вывода самолета из условий сдвига ветра с наименьшей потерей высоты. Разработана методика выбора оптимального значения скорости для конкретного самолета по его аэродинамическим полярам.

4. Эффективность предложенного алгоритма обнаружения сдвига ветра и оптимального вывода самолета из условий сдвига ветра опробована в полунатурном эксперименте на тренажере. Результаты проведенных экспериментов показывают их работоспособность.

Автор работы А. А. Махмутов

Заключение и рекомендации по внедрению в практику

Предложенный в работе подход к разработке алгоритма обнаружения сдвига ветра и оптимального вывода самолета из условий сдвига ветра представляет научный интерес, заслуживает внимания с точки зрения дальнейших исследований на эту тему, опробован в полунатурных экспериментах на тренажере и по результатам проведенных экспериментов показал свою работоспособность.

Работа заслуживает отличной оценки, а её автор присвоения ему звания магистра по специальности прикладные математика и физика.

Результаты и выводы работы могут быть рекомендованы для ознакомления студентам авиационных ВУЗов, обучающимся по соответствующим специальностям, специалистам авиапредприятий Российского авиапрома для практического применения на тренажерах и пилотажных стендах.

Научный Руководитель

В.И. Ахрамеев

«____»_________ 2013 г.

Список использованной литературы

1)      Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика продольного и бокового движения самолета. М. Машиностроение. 1979 г.

2)      P.G. Saffman Vortex Dynamix . Cambridge University Press 1992.

)        H. Lamb Hydrodynamix Cambridge University Press 1975.

)        M. Ivan A Ring-Vortex Downburst Model for Flight Simulations. J.Aircraft. vol.23. №3. March 1986

5)      Zhao Y. A Simplified Ring-Vortex Downburst Model. //AIAA Paper. №580, 1990, pp. 1-11