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.
Влияние атмосферных явлений на деятельность гражданской авиации
... самолетов и оборудованием аэродромов. влияние атмосферное явление гражданская авиация 2. Метеорологические элементы и явления погоды, определяющие условия полета Состояние атмосферы ... высота нижней границы облаков, скорость и направление ветра, устанавливаемые для пилотов (в зависимости от их ... водяного пара. По внешнему виду подразделяются на три основные формы: кучевообразные, слоистообразные и ...
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, r 1 , 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
|
Параметр |
Единица измерения |
Модель №1 |
Модель №2 |
|
Г |
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 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.
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
[Электронный ресурс]//URL: https://inzhpro.ru/magisterskaya/sdvig-vetra-aeroport/
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
