Метод за промяна на височината на полета на самолет
Собственици на патент RU 2474863:
Изобретението се отнася до областта на системите за автоматично управление на летателни апарати, по-специално до методи за пилотиране във вертикална равнина. ЕФЕКТ: Постига се минимизиране на претоварването по вертикалната ос. Съгласно метода за промяна на височината на полета на самолет, преходът от текущата височина на полета към желаната височина се извършва при постоянна абсолютна скорост. Траекторията на прехода към друга височина е полупериод на синусоида. Ъгълът между вертикала и допирателните към зададената траектория, начертани в нейните начална и крайна точка, които са съответно на текущата и желаната височина, е 90 градуса. Траекторията на прехода от текущата надморска височина на полета до желаната надморска височина може да бъде избрана от множество подобни траектории, различаващи се по продължителност на половин цикъл. 3 т.п. f-ly, 20 ил.
Изобретението се отнася до областта на системите за автоматично управление на летателни апарати, по-специално до методи за пилотиране във вертикална равнина.
Факторът, обясняващ разпространението на известния метод е, че в най-дългия втори участък от траекторията самолетът се движи равномерно по права линия. По този начин, за поддържане на траекторията във втория участък, не се изисква промяна в положението на контролните повърхности или промени в тягата на двигателя, което опростява алгоритмите за управление на самолета.
Въпреки това, известният метод за преход на самолета на друга височина има значителен недостатък. При промяна на участъци от траекторията на известния метод режимът на работа на двигателите и положението на контролните повърхности се променят за кратък период от време, което означава, че самолетът е подложен на значителни претоварвания, което се отразява неблагоприятно на комфорта на пътниците.
задачаизобретението е да осигури плавно движение на самолета във вертикална равнина.
За решаване на проблема се предлага метод за промяна на височината на полета на самолет, при който преходът от текущата височина на полета към желаната височина се извършва с постоянна абсолютна скорост по траектория, която е половин цикъл на синусоида. В този случай ъглите между вертикала и допирателните към зададената траектория, начертани в нейните начална и крайна точка, разположени съответно на текущата и желаната височина, са 90°.
В предпочитаното изпълнение на изобретението траекторията на прехода от текущата надморска височина на полета до желаната надморска височина е избрана от множество подобни траектории, различаващи се по дължина на половин цикъл.
В конкретен случай на изобретението наборът от траектории съдържа траектория, при която разходът на гориво на самолета има минимална стойност.
В друг частен случай на изобретението наборът от траектории съдържа траектория, която осигурява минималното време за преход от текущата височина на полета до желаната височина.
Техническият резултат, постигнат чрез използването на изобретението, е да се сведе до минимум претоварването по вертикалната ос.
фигура 1 и фигура 2 - прогнозната траектория, разработена от самолета по време на прехода от височина 10 000 m до височина 4000 m, съответно, известни и предложени методи;
фигура 3 и фигура 4 - вертикалните компоненти на претоварванията, изпитвани от Ту-204SM при определеното намаление, извършено съответно по известни и предложени методи;
Фиг.5 и Фиг.6 - хоризонтални компоненти на претоварванията, изпитвани от самолет ТУ-204SM при определеното намаление, извършено съответно по известни и предложени методи;
Фиг.7 и Фиг.8 - вертикални скорости на самолетаТу-204СМ при посоченото намаление, извършено съответно по известни и предложени методи;
Фиг.9 и Фиг.10 - абсолютната скорост на Ту-204СМ при посоченото намаление, извършено съответно по известни и предложени методи;
Фиг.11 и Фиг.12 - разчетната траектория на самолета, реализирана при преход от височина 400 m до височина 6400 m, съответно, известни и предложени методи;
Фиг.13 и Фиг.14 - вертикални компоненти на претоварванията, изпитвани от самолет ТУ-204SM при определеното издигане, извършени съответно по известни и предложени методи;
Фиг.15 и Фиг.16 - хоризонтални компоненти на претоварванията, изпитвани от самолет ТУ-204SM при определеното издигане, извършени съответно по известни и предложени методи;
Фиг.17 и Фиг.18 - вертикалната скорост на Ту-204SM при определеното издигане, извършено съответно по известни и предложени методи;
Фиг.19 и Фиг.20 - абсолютната скорост на Ту-204SM при определеното издигане, извършено съответно по известни и предложени методи.
Сравнението на известните и предлаганите методи за промяна на височината ще бъде извършено чрез анализ на параметрите на самолет Ту-204SM при прилагането на тези методи.
Фигура 1 показва прогнозната траектория на самолета, когато се намали от текущата височина от 10000 m до желаната височина от 4000 m и прилагането на известния метод за преход към друга височина. Тази траектория се изчислява от бордовия компютър и се разработва от самолета в резултат на контролиране на положението на контролните повърхности и тягата на двигателя с помощта на система за автоматично управление (ACS). Действителната траектория на самолета е малко по-различна от изчислената, но в контекста на това приложение тези разлики са незначителни.
каккакто беше показано по-горе, траекторията съгласно известен метод се характеризира с наличието на три секции. Първият и третият участък са срещуположно изпъкнали дъги от кръгове, а вторият участък е права линия, наклонена към хоризонталата. Разработвайки траекторията по известен метод, самолетът изпитва претоварване, което има вертикален компонент Ny и хоризонтален компонент Nx (наричани по-нататък съответно вертикални и хоризонтални претоварвания). G-натоварването се отнася до съотношението на резултантната сила, действаща върху самолета, към силата на гравитацията. В условия на равномерен праволинеен полет Ny=1, Nx=0.
При преминаване от един участък от траекторията по известен метод към друг, алгоритъмът за управление на контролните повърхности и тягата на двигателя се променя драстично, което причинява значително претоварване Ny, изблици на което се виждат на фиг.3. Има и претоварване Nx (фигура 5), но хоризонталното претоварване почти няма ефект върху комфорта на полета - именно вертикалното претоварване причинява тръпката от дискомфорт за пътниците.
На фиг.7 можете да видите и участъци със скок във вертикалната скорост.
От фигура 9 следва, че в резултат на намаляването самолетът не е възстановил първоначалната си абсолютна скорост и са необходими допълнителни стъпки за коригирането й. Под абсолютна скорост на самолета в контекста на това приложение се разбира неговата скорост спрямо земята.
Трябва да се отбележи, че чрез промяна на разстоянието, върху което се прилага известният метод, е възможно да се оптимизира известният метод за промяна на височината за различни задачи, вкл. намаляване на вертикалното натоварване. Въпреки това, увеличаването на определеното разстояние не винаги е възможно от гледна точка на правилата за полети, освен това този подход ще позволи самодо известна степен намаляват вертикалното претоварване, като същевременно забавят фазата на промяна на височината, която е неудобна за пътниците.
Фигура 2 показва прогнозната траектория на самолета, когато се намали от текущата височина от 10000 m до желаната височина от 4000 m и изпълнението на предложения метод за преход към друга височина. Изчислената траектория има формата на синусоида и се базира на следното уравнение:
, Където
H1 - текуща височина, за разглеждания пример 10000 m,
H2 - желаната височина, за разглеждания пример 4000 m,
x - изминатото разстояние от нулевата точка - началото на изпълнението на метода, е променлива и приема стойности от 0 до L,
L е надлъжното разстояние, на което се извършва промяната на височината, за разглеждания пример 12000 m, е параметър за оптимизация.
Съществено условие за предлагания метод за промяна на височината е неизменността на абсолютната скорост на самолета.
Както следва от уравнение (1), траекторията съгласно предложения метод се описва с косинусова функция и има формата на полупериод на синусоида. Важно е траекторията по предложения метод да бъде изгладена, т.е. няма секции, описани от различни функции, което означава, че позволява използването на един алгоритъм за управление. За да се изработи такава траектория, е необходима постоянна плавна промяна в положението на контролните повърхности и тягата на двигателя по цялото определено надлъжно разстояние, което не е проблем за съвременните системи за автоматично управление.
Самолетът започва да се движи по траекторията на предложения метод за промяна на височината, като се движи право и хоризонтално на текущата височина. В същото положение самолетът завършва движението си по траекторията, достигайки желаната височина. Така ъглите между вертикала и допирателните къмна тази траектория, начертани в нейните начална и крайна точка, са 90°.
Както може да се види на фигура 4, вертикалното претоварване в този случай е почти равно на единица, а хоризонталното претоварване (фигура 6) не е по-високо от това на известния метод. Вертикалната скорост, показана на фигура 8, се променя без скокове, докато абсолютната скорост (фигура 10) се поддържа постоянна през целия процес на промяна на надморската височина.
Трябва да се отбележи, че в представения пример траекторията на снижаване на самолета съгласно предложения метод съответства на по-тежки условия от траекторията на снижаване съгласно известния метод, това може да се види от разстоянието, на което е извършена промяната на височината (съответно 12 000 m и 18 000 m). Но дори и при тези условия, в резултат на използването на предложения метод, вертикалното претоварване е близко до единица (фигура 4), което ще повлияе положително на комфорта на пътниците на самолета.
Фиг.11-20 илюстрира известния и предложен метод за случая на повдигане на самолета от текущата височина от 400 м до желаната височина от 6400 м. Всички горни разсъждения и изводи са напълно валидни. Траекторията на издигане съгласно предложения метод се описва с уравнение (1), има формата на полупериод на синусоида и се изпълнява от самолета без промяна на режимите при поддържане на постоянна абсолютна скорост.
От фиг.14 следва, че вертикалното претоварване при изпълнението на предложения метод в този случай е близко до единица, за разлика от известния метод (фиг.13).
По този начин предложеният метод за промяна на височината на самолета решава проблема с минимизиране на увеличаването на вертикалното претоварване, както по време на снижаване, така и по време на изкачване, осигурявайки удобни условия за пътниците.
Предложеният метод обаче дава възможност за оптимизиране на траекториитепромяна на височината в зависимост от конкретни задачи. Като такива задачи могат да се считат: осигуряване на минимално време за изкачване до желаната височина; минимизиране на разхода на гориво и др. За всяка задача, като се вземат предвид конструктивните ограничения на самолета, бордовият компютър изчислява надлъжното разстояние L, по време на което е препоръчително да се промени височината на полета, т.е. дължина на половин цикъл на синусоидата. Важно е всяка траектория на промяна на височината от целия набор от възможни траектории да се характеризира със стойност на вертикално претоварване, близка до единица, и да е удобна за пътниците.
1. Метод за промяна на височината на полета на самолет, при който преходът от текущата височина на полета към желаната височина се извършва с постоянна абсолютна скорост по траектория, представляваща полупериод на синусоида, а ъгълът между вертикала и допирателните към зададената траектория, начертани в началната и крайната й точка, разположени съответно на текущата и желаната височина, е 90°.
2. Метод съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че траекторията на прехода от текущата височина на полета към желаната височина се избира от множество подобни траектории, които се различават по дължината на полупериода.
3. Метод съгласно претенция 2, характеризиращ се с това, че наборът от траектории съдържа траектория, при която разходът на гориво на самолета има минимална стойност.
4. Метод съгласно претенция 2, характеризиращ се с това, че наборът от траектории съдържа траектория, която осигурява минимално време за преход от текущата височина на полета до желаната височина.