ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
т
о ом
ХХ/l
1 991
мз
УДК 629.735.33.016+629.735.33.075/.077
ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОЙ
ЭФФЕКТИВНОСТИ ПАССАЖИРСКИХ
САМОЛЕТОВ ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
А. Г. Обрубов, А. А. Погода ев
Исследуется возможность увеличения топлив ной эффективности пас­
сажирских самолетов при заходе на посадку. Показа но, что расход топ­
лива можно уменьшить за с чет оптимизации схемы захода н а посадку
(более позд нее начало в ыпуска механизации крыла, сокращение числа
этапов ее ручного в ыпуска) и путем автоматизации управления закрыл­
ками и предкрылками.
Одно из главных направлений повышения общей эффективности
пассажирской авиации заключается в снижении расхода топлива. Ос­
новная возможность экономии топлива при заходе на посадку доста­
точно ясна - необходимо сокращать время полета с выпущенной ме­
ханизацией крыла. Для этого целесообразно уменьшать число этапов
выпуска механизации, начинать отклонение закрылков и предкрылков
как можно позднее.
На эсплуатируемых пассажирских самолетах полный выпуск ме­
ханизации крыла при заходе на посадку заканчивается достаточно да­
леко от взлетно-посадочной полосы (ВПП), еше до входа в посадочную
глиссаду. На новых пассажирских самолетах (Ту-204, Ил-96) преду­
сматривается достаточно позднее окончание выпуска механизации: на
снижении по посадочной глиссаде,
на высоте примерно 300 м, что
уменьшает расход топлива.
По-видимому, тенденция к более позднему выпуску механизации
будет сохраняться и дальше, однако это может увеличить вероятность
ухода на «второй круг» при ошибках летчика. В связи с этим необхо­
димо подтвердить на пилотажном стенде и в летных испытаниях без­
опасность посадки самолета при более позднем выпуске механизации
крыла.
Определенные перспективы по экономии топлива просматриваются
и при использовании автоматической системы управления механизацией
крыла. Задача состоит в том, чтобы такая система не только выполня­
ла традиционные требования по обеспечению безопасности полета и
снижению загрузки летчика, но и дополнительно уменьшала аэродина­
мическое сопротивление самолета на взлетно-посадочных режимах за
счет выбора наивыгоднейших углов отклонения механизации.
Это и
составляет главное содержание работы.
61
1. Методика расчета. Задача определения параметров движения и
расхода топлива при заходе на посадку пассажирского самолета реша­
лась методом математического моделирования (как с ручной так и с
автоматической системой управления механизацией крыла). Для оцен­
ки возможности использования разработанных предложений проводи­
лось также исследование методом полунатурного моделирования на пи­
лотажном стенде с участием летчиков-испытателей.
В качестве примера рассматривался современный двухдвигатель­
ный магистральный самолет с дальностью полета 3000 км С двумя ва­
риантами управления механизацией крыла: ручной и автоматической.
Под ручным управлением механизацией крыла понимается сущест­
вующее на пассажирских самолетах программное (по времени) откло­
нение закрылков и предкрылков, включаемое летчиком на определен­
ной скорости и заданном удалении дО ВПП путем отклонения рычага
управления механизацией (РУМ). Выпуск механизации на посадке мо­
жет быть одноэтапным (разовое отклонение РУМ в посадочное положе­
ние) или двухэтапным (первое отклонение РУМ - в промежуточное
положение, второе отклонение РУМ - в посадочное положение после
торможения самолета до заданной скорости).
Отметим такую важную особенность: при ручном управлении меха­
низацией между отклонением закрылков и предкрылков имеется жест­
кая (неизменяемая) связь.
Под автоматической системой управления механизацией крыла
(АСУМК) понимается независимое от летчика отклонение закрылков
и предкрылков, осуществляемое специальной системой по скорости по­
лета. В этом случае летчик на посадке должен выдерживать только
заданную программу изменения скорости по удалению дО ВПП (тор­
можение) самолета, не вмешиваясь в автоматическое отклонение меха­
низации крыла.
Алгоритмы работы АСУМК выбираются таким образом, чтобы на
каждой скорости полета отклонение закрылков и предкрылков обеспе­
чивало заданные запасы до скорости сваливания. Это основное требо­
вание по безопасности полета, предписанное Едиными нормами летной
годности самолетов (ЕНЛГС)*.
Указанное требование является приоритетным, однако оно может
выполняться при различном сочетании отклонений закрылков и пред­
крылков, поэтому можно выбрать такие углы отклонения механизации,
при которых аэродинамическое сопротивление самолета будет мини­
мальным. Это и есть главная идея по использованию АСУМК не толь­
ко для обеспечения безопасности полета, но и для экономии топлива
на взлетно-посадочных режимах. Для выполнения этой задачи необхо­
димо отказаться от традиционного программного отклонения механи­
зации крыла и перейти от жесткой связи закрылков и предкрылков к
их независимому отклонению на взлетно-посадочных режимах.
Таким образом, основной особенностью АСУМК. рассматриваемой
в работе, является независимое автоматическое отклонение закрылков
и предкрылков на посадке.
При математическом моделировании
движение самолета вокруг
центра масс и траектория полета рассчитывались по уравнениям прост­
ранственного движения. В расчетах рекомендованная схема захода на
посадку выдерживалась путем математического моделирования имею* Ед иные
л е тн о й
годно сти
гражд анских
н о рмы
стран-членов СЭВ, ко миссия по НЛГС, 1985 г.
62
т рансп ор тных
сам олет ов
щейся на самолете автоматической системы захода на посадку, рабо­
тающей с использованием руля высоты, стабилизатора и двигателей.
Входным воздействием при математическом моделировании авто­
матической системы захода на посадку являлось программное задание
(по удалению L до ВПП) рекомендованных скоростей полета. При
двухэтапном выпуске механизации и, соответственно двухэтапном тор­
можении самолета, давалось две установки на выдерживание скорости:
приборная скорость V=285 км/час при удалении дО ВПП L= 14 км и
V=250 км/час при L=8 км.
При одноэтапных выпуске механизации и торможении самолета
автоматическая система захода на посадку начинала торможение са­
молета на удаление L= 9 км до ВПП.
Расчет расхода топлива производился с удаления самолета до ВПП
км (что соответствует выходу самолета на посадочную прямую после
четвертого разворота при полете «по кругу» С неотклоненными закрыл­
ками на высоте 400 м). Заканчивался расчет расхода топлива при до­
стижении самолетом на посадочной глиссаде высоты 200 м (удаление до
ВПП примерно 4 км). Требовалось, чтобы на этой контрольной высоте
был окончен полный выпуск механизации крыла и была достигнута за­
данная скорость планирования.
16
В расчетах оценивалась
эффективность (по экономии топлива)
следующих мероприятий, связанных как с изменением схемы захода на
посадку, так и с использованием вместо ручной автоматической систе­
мы управления механизацией крыла:
- использование наиболее позднего начала выпуска механизации
крыла,
- уменьшение количества этапов ручного выпуска механизации
крыла,
- использование автоматической системы управления механиза­
цией крыла с целью повышения безопасности полета и получения ми­
нимума аэродинамического сопротивления.
2. Схема захода на посадку. Руководство по летной эксплуатации
(РЛЭ) рассматриваемого самолета рекомендует следующую схему за­
хода на посадку и определенную процедуру ручного управления меха­
низацией крыла, см. рис. 1. На этом рисунке обозначено: Н - высота
полета самолета относительно ВПП, L - удаление от начала ВПП,
V
приборная скорость полета, а. ру Д
угол отклонения рычага управ­
ления двигателями, бпр - угол отклонения предкрылков, {)з
угол от­
клонения закрылков.
После выполнения 4-го разворота на высоте 400 м и при удалении
до ВПП L= 16 км самолет осуществляет горизонтальный полет на при­
борной скорости V=350 км/час. При удалении самолета 13,5+ 14,5 км
от ВПП производится предварительный выпуск механизации крыла
(предкрылки до бпр=230, закрылки до 6з=30) и начинается первое тор­
можение самолета (V=350 км/час-+ 285 кмjчас). При входе в глиссаду
(удаление от ВПП 8,5 км) самолет переводится в снижение, выпускает­
ся шасси, затем начинается довыпуск механизации крыла (15з=30-+370;
бпр=230 -+ 27,50) и производится окончательное торможение самолета
до заданной по РЛЭ скорости планирования (V=250 км/час). Начиная
с высоты 10 м начинается заключительный этап посадки.
В описанной схеме захода на посадку предусмотрен двухэтапный
ручной выпуск механизации крыла и двухэтапное торможение само­
лета. Обратим внимание на такую особенность - на 1 этапе выдержи­
вается определенная последовательность выпуска механизации: внача-
-
-
63
Схема Jaxada 110 посаоку
"онец чеmОерmа,о
раз60роmо.
...
•
\
1
I
I
L
/.,/(11
n'�ao/'1
I
I
I
I
I
I
-
28JKl1j'l
500
НонmролыrJН
/ точка (Н=200п)
I
I
!
I
I
I
�
Н,М
ДоВЬ/пуск
МСХОНIJJUЦI1Ц
RреiJбаjllJmеЛ/JНыli
Выпуск l1uаНIJJаЦ1J1J
--";;��-I-_
I
I
I
о
8ЛЛ '
'1,/(/'//"
'fOO
2S0КI1jч
JOO
200
О
1.
I{омuнuл
20·
fXp!I/I.
БПР1 О,
г--r.��-==--"
L.KM
tq
Рис.
�O·
о
ле отклоняются предкрылки до бпр= 120, затем - закрылки (одновре­
менно с дальнейшим отклонением предкрылков). В конце этого этапа
выпуска предкрылки отклонены почти полностью (:бпр=230), а закрыл­
ки отклонены незначительно
(6з=30), т. е. на этом этапе происходит
практически только выпуск предкрылков.
Опережающий выпуск предкрылков по отношению к закрылкам
при заходе на посадку является обычным при ручном управлении меха­
низацией крыла пассажирского самолета. Опережающий выпуск пред­
крылков позволяет как можно раньше увеличить допустимые и пре­
дельные углы атаки, что, в целом, повышает безопасность полета. Од­
нако и при этих условиях имеются примеры, когда не выдерживается
одно из главных условий по безопасности полета - требуемый запас
скорости до сваливания. Это может быть при ошибках в выдерживании
скорости полета или при заниженной рекомендованной скорости полета
после окончания очередного этапа выпуска механизации крыла.
Автоматические системы управления механизацией крыла, внед­
ряемые на новых самолетах, имеют такие алгоритмы управления, ко­
торые исключают несоответствие между положением механизации кры­
ла и рекомендованной скоростью полета. Вследствие этого при исполь­
зовании автоматических систем управления механизацией крыла мож­
но будет отказаться от ранее применяемого принципа опережающего
отклонения предкрылков при заходе на посадку и сделать отклонения
закрылков и предкрылков независиМыми. Это позволяет осуществить
такую взаимосвязь между отклонениями закрылков и предкрылков, КО64
торая дополнительно к условиям безопасности полета обеспечивала бы
минимум аэродинамического сопротивления самолета, т. е. осуществить.
так называемую адаптацию механизированного крыла к скорости по­
лета. Это позволит уменьшить требуемую тягу двигателей и, следова­
тельно, снизить расход топлива.
3. Результаты расчетов. В расчетах контролировались следующие
параметры продольного движения самолета: высота полета Н, прибор­
ная скорость V, удаление от ВПП L, углы отклонения закрылков R
предкрылков 15з (бпр), угол атаки а, отношение приборной скорости по­
лета V к скорости сваливания V с, отклонение рычагов управления дви­
гателями (1.РУД , расход топлива От.
В качестве примера на рис. 2 приведена зависимость парамеТрОR
движения самолета от дальности дО ВПП при ручной системе управле-
��.
v;
Сnр
K."f
Jft
300
2u"
2Л!
{О'
2110
овпп
·
JO
2U"
10"
О
tJr.·f;:
(ОО
з0
О
о
a· �
2·t15, L,KM
1
f
1
,О
... .... .
1
О
;:;;;:; ч,",,,,Vc)m
"" . .;
"""....
�Г�
==
,
m'JjJi\
,;.
..
�
�: E
," �
Vt.t.
f,�
,
5-«учеиыe
записки»
.N'.
3
Л L,KM
••••••
-
,О
,...
5
(V;f
c!HtJJmanHbI!i 8bInpctr Mf-fОIfIiJI1IiUI1
#D.I/XJmflnHh,a
Рис. 2
11
"
l'
О
flИЯ механизацией крыла для одноэтапного и двухэтапного вариантов
�выпуска механизации крыла.
3.1. Сокращение этапов выпуска и более позднее начало выпуска
. механизации крыла.
Как указывалось выше, обычно ручной выпуск
;'VIеханизации крыла и торможение самолета при заходе на посадку про­
'исходят на эксплуатируемых пассажирских самолетах в два этапа. Это
связано с безопасностью полета - отклонение
механизации
крыла
требует продольной перебалансировки самолета; при возможном не­
симметричном отклонении механизации возникают возмущения движе­
шия; н·а этом этапе требуется программное регулирование скорости по­
,лета и т. п. Поэтапный ручной выпуск механизации крыла повышает
'безопасность полета, так как уменьшает вероятность больших ошибок
летчика, но в то же время он невыгоден по расходу топлива из-за уве­
,личения времени полета с выпущенной механизацией крьша.
Расчеты показывают, что для рассматриваемого самолета при на­
'чальном удалении дО ВПП, равном 16 км, и конечном удалении дО
В П П 4 км расход топлива при заходе на посадку с двухэтапным вы­
пуском мехаIIизации и двухэтапным торможением самолета составляет
OT�90 кг, см. рис. 2.
Переход от двухэтапного выпуска механизации к одноэтапному (и,
>соответственно, к одноэтапному торможению самолета) на посадке дает
экономию топлива ""OT� 18 кг.
Сокращение расхода топлива объясняется тем, что двухэтапный
выпуск механизации крыла начинается достаточно рано и самолет
долго летит с почти полностью отклоненными предкрылками (Опр=
·=230), а одноэтапный выпуск механизации крыла может начинаться
на 5 км ближе к ВПП.
Однако отметим, что одноэтапный выпуск механизации крыла це­
лесообразно применять на самолетах нового поколения, которые будут
иметь систему АСУМК, снижающей загрузку летчика и обеспечиваю­
щую высокий уровень безопасности полета. Обратим внимание на то,
что и при двухэтапном и одноэтапном выпуске механизации в расчетах
была учтена взаимосвязь между отклонением закрылков и предкрыл­
ков, в связи с чем в обоих вариантах ручного выпуска механизации
яначале отклоняются предкрылки, а затем закрылки.
Еще один аспект проблемы захода на посадку с двухэтапным вы­
пуском механизации крыла связан с большими значениями требуемых
,балансировочных углов атаки, достигающих 150. Объясняется это дву­
мя обстоятельствами:
- заданием слишком
малой
промежуточной
скорости полета
(V =285 кмjч при G=85 т) после первого этапа выпуска механизации
:.(0,,=30; Опр=230), см. рис. 1;
,
- неудачным выбором промежуточного положения механизации,
(соответствующего почти полному отклонению предкрылков и небольшо­
му отклонению закрылков (Опр=230, 6з=30); это, с одной стороны, увеличивает допустимые и предельные углы атаки, с другой стороны, тре­
бует больших балансировочных углов атаки
и заметно
увеличивает
аэродинамическое сопротивление самолета.
Двухэтапный выпуск механизации характерен большим запазды­
ванием отклонения закрылков по сравнению с предкрылками. При од­
ноэтапном выпуске запаздывание существенно уменьшается. Это при­
водит к тому, что отклонение закрылков, вызывая рост коэффициента
66
подъемной силы (при постоянном угле атаки), снижает требуемые ба­
лансировочные углы атаки.
Последующий эксперимент на пилотажном стенде показал, что лет­
чики поддерживают предложение о переходе к одноэтапному выпуску
механизации крыла, если при этом будет использоваться система
АСУМк. Это снижает их рабочую загрузку, упрощает пилотирование
самолета, снижает балансировочные углы атаки, что в целом расцени­
вается как повышение безопасности полета.
В расчетах было исследовано также влияние на экономию топлива
высоты, на которой заканчивается на глиссаде полный выпуск механи­
зации крыла и должна быть установлена заданная скорость планирова­
ния самолета. Более позднее окончание выпуска механизации крыла,
например, с высоты 300 м (РЛЭ) до 100 м могло бы дать заметное
.снижение расхода топлива, однако это предложение требует тщатель­
ной апробации для ответа на главный вопрос по обеспечению безопас­
ности полета.
По результатам эксперимента на пилотажном стенде летчики-испы­
татели считают, что за минимальную высоту, на которой должен быть
окончен выпуск механизации крыла, следует принять высоту 200 м (по
РЛЭ эта высота равна 300 м).
3.2. Использование автоматической системы управления механиза­
цией крыла. Как уже упоминалось, алгоритмы работы АСУМК, рас­
сматриваемые в данной работе, должны одновременно обеспечить как
безопасность полета так и минимальное аэродинамическое сопротивле­
ние самолета.
Для этого в расчетах при математическом моделировании на каж­
дом значении скорости полета численно решалась следующая система
уравнений:
I
{
I
Су
Су
г. n
шах
сх ( схг•
20/S
(СХг. п, ер, 3з, 3пр) = � ,
р
ист
(ер, Оз, 3пр) >- 1,69 Су г. n ,
t mz ( cxr•
п,
:
t,p, 3 , Опр)
-+
п, ер, Оз, Опр)
min,
=
о .
Здесь обозначено:
Су г. п
коэффициент подъемной силы самолета в горизонтальном
полете; G
масса самолета, S
площадь крыла, р
массовая плотность
воздуха, Vист
истинная скорость полета (менялась программно в за­
висимости от удаления самолета до ВПП), аг. п, ер
углы атаки и ба­
лансировочного отклонения стабилизатора, соответственно;
Сутах­
максимально достижимое (расчетное) значение коэффициента подъем­
ной силы, при превышении которого наступает сваливание самолета;
значение Сутах В зависимости от ер, 6з, бпр задавалось в банке данных
самолета; сх
коэффициент аэродинамического сопротивления самоле­
та, m,
коэффициент продольного момента самолета.
Условие Сутах:;;.1
. ,69 Су г. п отражает записанное в ЕНЛГС требава ние о 30%
превышении скорости полета над скоростью сваливания
-
-
-
-
-
-
-
( � >- 1,з) ,
где Vc
-
приборная скорость сваливания.
Условие сх
min, соответствует выбору такого сочетания углов
отклонения механизации, при которых аэродинамическое сопротивление
caMo.'leTa будет наименьшим.
-+
67
Условие mz=O соответствует продольной балансировке, которая на
рассматриваемом самолете производилась с помощью стабилизатора.
Применялся следующий порядок расчета: вначале на заданной при­
борной скорости V определялся коэффициент подъемной силы Су Г. п,.
затем по условиям безопасности полета находилось требуемое значение
Су тах, по которому рассчитывалась зависимость бз (6пр) , соответствую­
щая выполнению этого условия. Затем минимизировалось аэродинами­
ческое сопротивление самолета и находились
конкретные значения
оптимальных углов отклонения закрылков 6з и предкрылков бпр. Далее
выполнялось условие продольной балансировки самолета стабилизато­
ром и определялись значения СХг. п И 'Р.
Для примера на рис. 3 приведены результаты расчета параметро&
движения самолета и расхода топлива при заходе на посадку при ис-
- v, н,�
(I'f/ч
н
ми
-Ir:,:,
ио
2S/J
О
?ио
ЗО·
20'
10'
О
i
О
.�
Q ��----�------�------�
L,K'"
(О
. �!.�:,
;�
аС
I
68
I
L,KI'I
J
{О
,;;;,
"
Рис. 3
,,,,;;m!.:�)R:'�
f
_
L...
О
110льзовании АСУМк. Там же приведены процессы автоматического от­
клонения механизаци и крыла. Отличительной особенностью рассчитан­
ных законов АСУМI( является иная последовательность в отклонении
предкрылков и закрылков, чем при принятой ручной системе управле­
ния механизацией. При ручном управлении механизацией вначале вы­
пускаются предкрылки, а затем закрылки; при оптимальном автома­
тическом управлении вначале должны быть выпущены закрылки, за­
тем предкрылки.
На рис. 4 показана зависимость 6з (бпр) , реализуемая при исполь­
зовании ручной (1) и автоматической (2) систем управления механиза­
цией крыла (АСУМI(). Этот график демонстрирует принципиальное из­
менение процесса отклонения механизации при переходе к АСУМк.
Опережающий выпуск закрылков перед предкрылками при исполь­
зовании АСУМI( приводит к существенному снижению требуемых ба­
лансировочных углов атаки при снижении. При ручном управлении
механизацией углы атаки достигают 1 5° (двухэтапный выпуск) и 1 1 0
(одноэтапный выпуск), а при использовании АСУМI( углы атаки оста­
ются в пределах ВО, что весьма положительно оценивается летчиками
при эксперименте на пилотажном стенде. Такое уменьшение баланси­
ровочных углов атаки однозначно было оценено как повышение без­
'опасности полета.
Алгоритмы АСУМI( допускают некоторый произвол в характере от­
клонений закрылков и предкрылков (это определяется реализуемым
процессом торможения самолета). Выпуск механизации может быть
как непрерывным, так и с несколькими отключениями. Однако жела­
тельно, чтобы число отключений в выпуске механизации не превышало
3-х (для экономии ресурса переключающих устройств).
Так же как и при ручном управлении механизацией крыла, наи­
большая экономия топлива с использованием АСУМI( достигается при
одноэтапном торможении самолета. Поэтому в дальнейшем АСУМI(
исследовал ась именно с таким вариантом торможения самолета.
Расчеты показывают,
что
использование
АСУМI(
сокращает
расход топлива
при заходе на посадку двухдвигательного пас­
сажирского самолета примерно на 25 кг (начальное удаление саМО.llета
до ВПП 1 6 км, конечное удаление 4 км), см. рис. 5. Эта экономия топ-
Оnр
зо'
I
PocxoiJ mоnлиlJо при JOKOoe IU nVL"UfЩ,
Ст,
КГ
fOD
Отклонение мехониJаЦli1i
РУЧllое упри6.lJfeHUe
AC!JMK
М8КОНОJоцаеu
50
,
о
l-ручная
система
управления
низацией; 2-АСУМК
Рис. 4
меха­
2-двухэтап­
1-0дноэтапный
выпуск;
нын выпуск механизации
Рис.
5
69
лива складывается из перехода к одноэтапному торможению самолета
от
двухэтапного
(�OT"'=' 18 кг), что оправдано только при ис­
пользовании АСУМК, и выбора наивыгоднейшего сочетания углов от­
клонения закрылков и предкрылков (.!1От",=,7 кг).
Суммарная полученная экономия топлива составляет всего 0,2%
от рейсового расхода топлива рассматриваемого самолета, однако при­
менение АСУМК в целом дает другие заметные преимущества перед
ручной системой управления механизацией. Эти преимущества выяви­
лись при эксперименте на пилотажном стенде, который позволил сде­
лать вывод о том, что главный выигрыш при использовании АСУМК
заключается в упрощении техники пилотирования самолета на посадке,
уменьшении требуемых балансировочных углов атаки, что, в целом,.
оценивается летчиками как повышение безопасности полета.
Рукопись поступила 3/1 1990
г.