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.