Алгоритм обнаружения попадания самолета в условия сдвига ветра и оптимизация вывода

Размещено на http://www.allbest.ru/

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

1. Ветровые возмущения, возникающие при сдвиге ветра

1.1 Моделирование нисходящего порыва

2. Разработка алгоритма обнаружения попадания в сдвиг ветра

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

4. 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.



1. 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

Интенсивность сдвига ветра (качественный термин)	Вертикальный сдвиг ветра (восходящий и нисходящий потоки) на 30 м высоты; горизонтальный сдвиг ветра на 600 м, м/с	Влияние на управление воздушным судном
Слабый	0-2	Незначительное
Умеренный	2-4	Значительное
Сильный	4-6	Опасное
Очень сильный	более 6	Очень опасное

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, л = (r2-r1)/(r2+r1), K(л) и E(л) - 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

Параметр	Единица измерения	Модель №1	Модель №2
Г	m2/с	23755	41319
Rс	m	152.5	122
H	m	889	689
R	m	1019	1090

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.

2. 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.



3. 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)

Vy, 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

Vx - 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°).



Вопреки интуитивно кажущемуся мнению, что для наименьшей потери высоты самолет должен лететь либо на максимальном Vy, либо на максимально допустимой скорости, получился довольно интересный результат.

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.



4. 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

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

Предложен алгоритм обнаружения сдвига ветра.

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.

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.

3) H. Lamb Hydrodynamix Cambridge University Press 1975.

4) 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

Размещено на Allbest.ru