ВУНЦ ВВСакадемия-ввс.рф/images/sbornik/aviator... · 2018-04-03 · УДК 629.7.05(083) ББК 39.56я4 А43 Редакционная коллегия: Малышев

ВУНЦ ВВС «ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ

им. проф. Н.Е. ЖУКОВСКОГО и Ю.А. ГАГАРИНА» (г. Воронеж)

АКТУАЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

ИССЛЕДОВАНИЙ В АВИОНИКЕ:

ТЕОРИЯ, ОБСЛУЖИВАНИЕ, РАЗРАБОТКИ

Сборник тезисов докладов

V Международной научно-практической конференции

(15–16 февраля 2018 года)

Воронеж

2018

УДК 629.7.05(083)

ББК 39.56я4

А43

Редакционная коллегия:

Малышев Владимир Александрович, д.т.н., профессор, заместитель начальника

кафедры эксплуатации авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА»

Ус Николай Александрович, д.т.н., профессор, профессор кафедры автоматизации

управления ЛА (и вычислительных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА»

Савченко Андрей Юрьевич, к.т.н., преподаватель кафедры эксплуатации

авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА»

Слесаренок Сергей Владимирович, к.т.н., доцент, доцент кафедры

электрооборудования (и оптико-электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА»

Струков Владимир Сергеевич, к.т.н., доцент кафедры автоматизации управления ЛА

(и вычислительных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА»

Технический редактор: Вещеулова Светлана Васильевна

Компьютерная верстка и оформление: Дмитриев Владимир Михайлович

Под общей редакцией начальника 9 факультета авиационного оборудования

ВУНЦ ВВС «ВВА» кандидата технических наук, доцента

Демчука Валерия Анатольевича

А43 Актуальные вопросы исследований в авионике: теория, обслуживание,

разработки: сб. тезисов докл. V Международной научно-практической

конференции «АВИАТОР», Воронеж, 15–16 февраля 2018 г., Воронеж: ВУНЦ ВВС

«ВВА», 2018 г. – 186 с.

В сборник вошли тезисы докладов конференции «Актуальные вопросы

исследований в авионике: теория, обслуживание, разработки («АВИАТОР»),

прошедшей на базе факультета авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА» 15–

16 февраля 2018 г.

Освещен широкий спектр вопросов в области теории, исследований, технологий,

разработки и эксплуатации систем и комплексов авиационного оборудования по

таким направлениям, как состояние и перспективы развития электрооборудования и

оптико-электронных систем воздушных судов; современное состояние и

перспективы развития информационно-управляющих комплексов летательных

аппаратов; управление техническим состоянием авиационного оборудования.

Сборник рассчитан на преподавательский состав вузов, научных сотрудников,

аспирантов, адъюнктов, студентов и курсантов, работников промышленности и

эксплуатирующих авиационную технику организаций.

ББК 39.56я4

Типография ВУНЦ ВВС «ВВА»

(г. Воронеж), 2018 г.

3

СОСТАВ ПРОГРАММНОГО КОМИТЕТА КОНФЕРЕНЦИИ

Председатель программного комитета: Буков Валентин Николаевич, лауреат Государственной премии СССР, заслужен-

ный деятель науки РФ, д.т.н., профессор, руководитель группы ведущих научных со-трудников ОАО «НИИАО» (г. Жуковский)

Заместитель председателя программного комитета: Демчук Валерий Анатольевич, к.т.н., доцент, начальник факультета авиационного

оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

Члены программного комитета: БЕЛЕГОВ Александр Николаевич, к.т.н., доцент, начальник цикла кафедры авиа-

ционной техники и вооружения авиационного факультета УО «Военная академия Рес-публики Беларусь» (г. Минск)

БЕЛЬСКИЙ Александр Борисович, д.т.н., доцент, заместитель генерального кон-структора ОАО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля» (г. Москва)

БРОННИКОВ Андрей Михайлович, д.т.н., доцент, заместитель главного конструк-тора ТН – 17 МНПК «Авионика» (г. Москва)

ГРУЗКОВ Сергей Александрович, к.т.н., профессор, директор института электро-техники МЭИ (г. Москва)

ГУЗИЙ Анатолий Григорьевич, д.т.н., профессор, заместитель директора по каче-ству Авиакомпании «ЮТэйр» (г. Москва)

ДОРОХОВ Дмитрий Григорьевич, к.т.н., доцент, заместитель начальника НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ ВВС Минобороны России по научной работе (г. Люберцы)

ИППОЛИТОВ Сергей Викторович, к.т.н., доцент, начальник кафедры эксплуата-ции авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

КОРОЛЬКОВ Владимир Иванович, д.т.н., профессор, заведующий каф. самолето-строения ВГТУ (г. Воронеж)

КОСЬЯНЧУК Владислав Викторович, д.т.н., профессор, заместитель генераль-ного директора ГосНИИАС по гражданской и военно-транспортной авиации (г. Москва)

ЛУЩИК Александр Валерьевич, к.т.н., доцент, профессор кафедры автоматизации управления летательными аппаратами (и вычислительных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

МУХИН Иван Ефимович, д.т.н., старший научный сотрудник, заместитель гене-рального конструктора ОАО «Авиаавтоматика» им. В.В. Тарасова (г. Курск)

НАУМОВ Александр Иванович, к.т.н., профессор, ведущий математик ЗАО «Ге-фест и Т». (г. Жуковский)

ОБОЛЕНСКИЙ Юрий Геннадьевич, д.т.н., профессор, начальник отделения РСК МиГ – ИЦ ОКБ им. А.Н. Микояна (г. Москва)

ОНУФРИЕНКО Валерий Васильевич, к.т.н., доцент, начальник кафедры электро-оборудования (и оптико-электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

ОРЛОВ Сергей Владимирович, заместитель начальника факультета авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

СЕЛЬВЕСЮК Николай Иванович, д.т.н., доцент, главный научный сотрудник ГосНИИАС (г. Москва)

ХАЛЮТИН Сергей Петрович, д.т.н., профессор, генеральный директор ООО «Экспериментальная мастерская НаукаСофт» (г. Москва)

ЩАВЕЛЕВ Павел Борисович, к.т.н. начальник 3НИУ НИЦ АТ и В ЦНИИ ВВС Минобороны России (г. Щелково)

Ученый секретарь: Бочаров Александр Сергеевич, к.т.н., доцент, доцент кафедры электрооборудования

(и оптико-электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

4

СПИСОК ОРГАНИЗАЦИЙ-УЧАСТНИКОВ КОНФЕРЕНЦИИ

1. 2311 Военное представительство

2. 344 ЦБП и ПЛС (авиационного персонала армейской авиации)

3. 4 ГЦ ПАП и ВИ МО РФ

4. 859 ЦБП и ПЛС МА ВМФ

5. 929 ГЛИЦ им. В.П. Чкалова

6. АНОО ВО «Воронежский институт высоких технологий»

7. АО «Аэроэлектромаш»

8. АО «Гос МКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова»

9. АО «Государственное научно-практическое предприятие «Регион»

10. АО «Конструкторское бюро приборостроения им. академика

А.Г. Шипунова»

11. АО «КРЭТ»

12. АО «КТ-Беспилотные Системы»

13. АО «Лазер Сервис»

14. АО «Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова»

15. АО «Научно-производственный комплекс «Альтернативная энерге-

тика»

16. АО «НПК «ЭЛАРА» имени Г.А. Ильенко»

17. АО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро»

18. АО «Саратовский электроприборостроительный завод имени Серго

Орджоникидзе»

19. Военная академия Генерального штаба Вооруженных Сил Россий-

ской Федерации

20. Военная академия Ракетных войск стратегического назначения

имени Петра Великого

21. Военно-медицинская академия С.М. Кирова

22. Военный факультет УО «Белорусская государственная академия

авиации»

23. Войсковая часть 2095

24. Войсковая часть 99222

25. ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия им. проф. Н.Е. Жуковского

и Ю.А. Гагарина»

26. Газета «Воздушный транспорт гражданской авиации»

27. Департамент МО РФ по обеспечению ГОЗ

28. ЗАО «Гефест и Т»

29. ЗАО «МЭЛ»

30. ЗНП АО «Отделение проблем военной экономики и финансов»

31. Институт машиноведения РАН

32. Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова РАН

33. Иркутский филиал ФГБОУ ВО «МГТУ ГА»

5

34. Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков

имени Героя Советского союза А.К. Серова

35. ЛИЦ войсковой части 15650

36. НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС Минобороны России

37. НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ ВВС Минобороны России

38. НИЦ «Институт имени Н.Е. Жуковского»

39. НИЦ АТ и В ФГБУ «ЦНИИ ВВС» Минобороны России

40. НПП «ТОПАЗ»

41. НТЦ «АКТОР»

42. ОАНО ВО «Московский психолого-социальный университет»

43. ОАО «Авиаавтоматика» им. В.В. Тарасова

44. ОАО «Бортовые аэронавигационные системы»

45. ОАО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля»

46. ОАО «Московский научно-производственный комплекс «Авионика»

47. ОАО «Научно-техническое предприятие «Авиатест»

48. ОАО «НИИ авиационного оборудования»

49. ОАО «СКБ «Турбина»

50. ООО НПП «Автономные аэрокосмические системы – ГеоСервис»

51. ООО «АЛЕКСАНДЕР ЭЛЕКТРИК источники электропитания»

52. ООО «Георесурс»

53. ООО «НИЦ Супер-ЭВМ и Нейрокомпьютеров»

54. ООО «НПП «Лазерные системы»

55. ООО «ФайберТрейд»

56. ООО «Экспериментальная мастерская НАУКА-СОФТ»

57. ПАО «Авиакомпания «ЮТэйр»

58. ПАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина»

59. ПАО «Московский институт электромеханики и автоматики»

60. РСК «МИГ – ИЦ ОКБ им. А.Н. Микояна»

61. УО «Военная академия Республики Беларусь»

62. Учебный военный центр при Санкт-Петербургском государственном

университете аэрокосмического приборостроения

63. ФГАОУ ВО «Севастопольский государственный университет»

64. ФГАОУ ВО «Северо-Кавказский федеральный университет»

65. ФГБОУ ВО «Воронежский государственный педагогический универ-

ситет»

66. ФГБОУ ВО «Воронежский государственный технический универси-

тет»

67. ФГБОУ ВО «Иркутский государственный медицинский университет

МЗ РФ»

68. ФГБОУ ВО «Иркутский государственный университет путей сооб-

щения»

69. ФГБОУ ВО «Национальный исследовательский университет «МЭИ»

6

70. ФГБОУ ВО «Иркутский национальный исследовательский техниче-

ский университет»

71. ФГБОУ ВО «Кубанский государственный технологический универ-

ситет»

72. ФГБОУ ВО «Московский авиационный институт (НИУ)»

73. ФГБОУ ВО «Московский государственный технический универси-

тет им. Н.Э. Баумана»

74. ФГБОУ ВО «Московский политехнический университет»

75. ФГАОУ ВО «Санкт-Петербургский национальный исследователь-

ский университет информационных технологий, механики и оптики»

76. ФГБУ «ГНМЦ» МО РФ (2-й филиал)

77. ФГБУН «Институт динамики систем и теории управления им.

В.М. Матросова СО РАН»

78. ФГКОУ ВО «Воронежский институт министерства внутренних дел

Российской Федерации»

79. ФГУП «Государственный научно-исследовательский институт авиа-

ционных систем»

80. ФГУП «Государственный научно-исследовательский институт граж-

данской авиации» Филиал «Научно-исследовательский институт

Аэронавигации»

81. Филиал ВУНЦ ВВС «ВВА» в г. Челябинске

82. ФИЦ «Информатика и управление» РАН

83. ЦНИ АО «Научно-технический центр радиоэлектронной борьбы»

(г. Воронеж)

84. National Instruments Rus

7

РАЗДЕЛ 1

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

АВИАЦИОННОЙ ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКИ

УДК 621.313.3; 004.942

И.В. АББЯСОВ, А.С. БОЧАРОВ, И.В. ШАРОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ИМИТАЦИОННАЯ МОДЕЛЬ СИСТЕМЫ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ПОСТОЯННОГО ТОКА САМОЛЕТА С

ВОЗМОЖНОСТЬЮ ИССЛЕДОВАНИЯ В НОРМАЛЬНЫХ И

АВАРИЙНЫХ РЕЖИМАХ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ В СРЕДЕ

МОДЕЛИРОВАНИЯ SIMULINK

С целью изучения принципов построения и анализа

функционирования сложных электрифицированных систем, к которым

относится система электроснабжения воздушного судна (СЭС ВС),

представляющая собой совокупность систем генерирования и

распределения электрической энергии потребителям на борту самолета,

применяется ряд подходов к моделированию процессов происходящих в

данных системах с учетов различия типов рассматриваемых СЭС, режима

их функционирования и от задач, поставленных перед исследователем [1].

В качестве объекта исследования в работе рассматривается СЭС

постоянного тока самолета Су-30СМ, а в качестве инструмента

исследования – среда визуального имитационного моделирования Simulink

[2].

Используя возможности среды имитационного моделирования

Simulink и опыт, полученный при моделировании подобных систем,

приведенный в [3], разработана имитационная модель СЭС постоянного

тока самолета Су-30СМ.

Структура имитационной модели и принципы ее функционирования

максимально приближены, с рядом допущений и оговорок, к работе

реальной СЭС постоянного тока самолета Су-30СМ, техническое описание

которой приведено в [4], схема модели приведена на рисунке 1.

8

Рисунок 1 – Имитационная модель СЭС постоянного тока самолета Су-30СМ

Рассматриваемая СЭС является вторичной системой и в качестве

входного напряжения для нее используется, условно идеальная, стабилизированная СЭС переменного тока 208/120 В, частотой 400 Гц, реализованная в виде имитационной модели, представленной блоками «СЭС 208 В, 400 Гц Левый борт» и «СЭС 208 В, 400 Гц Правый борт», а также шинами СЭС генераторов переменного тока соответствующих бортов.

В состав СЭС постоянного тока, рисунок 1, входят: выпрямительные устройства ВУ-6Б №1 левого борта, ВУ-6Б №2 правого борта и резервное ВУ-6Б №3; блоки выпрямительных диодов «БД_1» и «БД_2»; аварийные источники электроэнергии постоянного тока – аккумуляторные батареи «АКБ №1 20НКБН-25У3» и «АКБ №2 20НКБН-25У3»; приемники электроэнергии различных категорий, представленные имитационными моделями противообледенительных систем «ПОС_1» и «ПОС_2», светотехнического оборудования «СТО_1» и «СТО_2», электрических приводов «ЭД_1» и «ЭД_2»; распределительные устройства приемников электроэнергии и центральные «ЦРУ-27 В №1» и «ЦРУ-27 В №2»; коммутационная аппаратура в виде имитационных моделей контакторов, например «БК_1», «БК АКБ_1» и др.; стандартные блоки simulink для вывода графиков параметров СЭС – виртуальные осциллографы «Параметры СЭС левого борта» и «Параметры СЭС правого борта»; блок реализации различных режимов работы СЭС – «Блок управления режимами работы».

9

Представленная имитационная модель позволяет реализовать нормальный режим работы СЭС и аварийные при отказах одного, двух и трех выпрямительных устройств.

Особенностью имитационной модели является наглядность схемы СЭС для инженера-исследователя, в которой имитационная модель соответствует структурной схеме СЭС ВС, начиная от источника электроэнергии, заканчивая различного рода потребителями электроэнергии.

Полученный опыт разработки можно использовать для разработки различных имитационных моделей различной степени сложности для исследования электроэнергетических комплексов ВС различных типов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Моделирование сложных электроэнергетических систем

летательных аппаратов: монография / С.П. Халютин, М.Л. Тюляев, Б.В. Жмуров, И.Е. Старостин. М.: ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2010. 188 с.

2 Лазарев Ю.Ф. Моделирование процессов и систем в MATLAB. Учебный курс / Ю.Ф. Лазарев СПб.: Питер; Киев: Издательская группа BHV, 2005. 512 с.

3 Бочаров А.С., Губанов К.А., Евдокимов Я.А. Разработка элементов электроэнергетического комплекса летательного аппарата в среде структурно-визуального моделирования Simulink [Текст] / Труды научно-технической конференции «Электрификация летательных аппаратов» / Сборник докладов. М.: ИД Академии Жуковского, 2016. С. 49–59.

4 Руководство по технической эксплуатации самолета Су-30СМ. Система электроснабжения (S2-R/AMP-24-P), 2012. 742 с.

УДК 621.313.3; 004.942

А.С. БОЧАРОВ, К.А. ГУБАНОВ, А.А. ШИПИЛОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ МЕСТО ДЛЯ ИЗУЧЕНИЯ

И ИССЛЕДОВАНИЯ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

ИСТРЕБИТЕЛЯ СУ-27

При подготовке специалистов по авиационному оборудованию

важное место занимает курс систем электроснабжения (СЭС) [1]. На

сегодняшний день подготовка грамотных специалистов невозможна без

применения новых форм обучения с использованием компьютерных

10

технологий, базирующихся на современных прикладных программных

продуктах.

Для исследования СЭС ВС наиболее подходящей программой

моделирования является Matlab с расширением Simulink, а именно блоками

SimPowerSystems, предназначенных для имитационного моделирования

электротехнических устройств [2]. Несомненным достоинством данных

блоков является то, что сложные электротехнические системы можно

моделировать, сочетая методы имитационного и структурного

моделирования. Такой подход позволяет значительно упростить всю

модель, а значит ее устойчивость и скорость работы.

Целью работы является разработка автоматизированного рабочего

места (АРМ) по исследованию электроэнергетического комплекса (ЭЭК)

самолета Су-27 с использованием имитационных моделей, разработанных в

программе Simulink.

Структурно разрабатываемое АРМ по исследованию ЭЭК боевого

летательного аппарата (БЛА) должно содержать следующие элементы [3]:

исследовательская часть (модель исследования СЭС переменного тока;

модель исследования СЭС постоянного тока; модели имитации

потребителей электрической энергии; измерительные системы и блоки) и

информационная часть (общие сведения об исследуемом самолете;

описание СЭС переменного тока; описание СЭС постоянного тока;

руководство по технической эксплуатации СЭС ВС; особенности

эксплуатации СЭС ВС; отказа, неисправности СЭС ВС и способы их

устранения; особые случаи в полете при эксплуатации СЭС ВС).

К разрабатываемому АРМ по исследованию ЭЭК ВС, как и к любому

другому автоматизированному обучающему комплексу, предъявляются

следующие требования по двум направлениям.

К первому, наиболее основному, направлению относятся требования

к рабочему месту с точки зрения учебного процесса, а ко второму –

требования к рабочему месту с точки зрения возможностей курсантов

(слушателей) работать в качестве оператора рабочего места, а также

требования к персональному компьютеру.

При исследовании переходных процессов в электрических системах,

содержащих значительное количество электромашинных агрегатов, а также

преобразователей и потребителей энергии, очень важно, чтобы схема

моделирования отражала бы структуру исследуемого объекта, были бы

видны внутренние связи, четко бы выделялись агрегаты исследуемой

системы, такие как отдельные генераторы, двигатели, преобразователи,

датчики, регуляторы и т.п., четко воспроизводилась бы такая отличительная

особенность ЭЭК ВС как возможность изменения и его структуры, и состава

элементов при его функционировании. При таком моделировании

необходимо обеспечить возможность верификации необходимых для

11

качественного анализа параметров системы, возможность изменения

структуры системы по ходу решения (отключение отдельных элементов,

короткие замыкания в сети и т.п.), а также возможность упрощать модель,

заменяя мало влияющие на процессы элементы простыми

функциональными звеньями, что в некоторых задачах уменьшает

трудоемкость и время на ее исследование. Обобщенная имитационная

модель ЭЭК ВС такого типа приведена в [4] и содержит: модель

исследования СЭС переменного тока; модель исследования СЭС

постоянного тока; модели приемников электрической энергии;

измерительные системы и блоки.

Рабочее место представляет собой персональный компьютер с имею-

щимся программным обеспечением – системой Matlab, программами

Microsoft Word 2003, Microsoft PowerPoint 2003, AdobeAcrobat 6.0 и с

установленными файлами – имитационной моделью ЭЭК самолета Су-27,

эксплуатационной и справочной документацией. Графический интерфейс

пользователя выполнен в программе Visual Studio 2012, внешний вид

которого изображен на рисунке 1.

При запуске программы на экране появляется интерактивная заставка

для проведения исследований, на которой размещается девять активных

кнопок:

1. «Запуск Matlab» – для запуска программной среды исследований.

2. «СЭС переменного тока» – для открытия справочного документа по

назначению, составу, характеристикам и принципу действия элементов,

входящих в структуру СЭС переменного тока Су-27 и по системе

распределения электроэнергии переменного тока.

3. «СЭС постоянного тока» – для открытия справочного документа по

назначению, составу, характеристикам и принципу действия элементов,

входящих в структуру СЭС постоянного тока Су-27 и по системе

распределения электроэнергии постоянного тока.

4. «РТЭ Су-27» – руководство по технической эксплуатации СЭС Су-

27.

5. «Общие сведения о самолете» – в данном документе приводятся

краткие сведения как о планере самолета Су-27, так и кратко, обо всех его

системах, не только о СЭС.

6. «Особые случаи в полете» – в документе рассматриваются ситуации

по отказам элементов СЭС Су-27, как они себя проявляют на датчиках и

приборах в кабине самолета и какие меры должен предпринять экипаж.

7. «Отказы, неисправности и способы их устранения» – в документе

приводятся данные о характерных, наиболее часто встречающихся, отказах

в СЭС как переменного, так и постоянного тока: признаки проявления

отказа, возможные причины и способы устранения.

12

Рисунок 1 – Интерфейс АРМ по исследованию СЭС самолета Су-27

Таким образом, в работе решена задача, связанная с обоснованием и

разработкой АРМ по исследованию системы электроснабжения воздушного

судна на примере СЭС самолета Су-27 в среде визуального

программирования Simulink программы Matlab.


1 Моделирование сложных электроэнергетических систем

летательных аппаратов: монография / С.П. Халютин, М.Л. Тюляев, Б.В.

Жмуров, И.Е. Старостин. М.: ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского

и Ю.А. Гагарина», 2010. 188 с.

2 Дьяконов В.П. Simulink 5/6/7: Самоучитель. М.: ДМК-Пресс, 2008.

784 с.

3 Бочаров А.С., Губанов К.А. Использование среды имитационного

моделирования MATLAB для исследования электроэнергетических

комплексов воздушных судов / Материалы XII Всероссийской научно-

технической конференции «Научные чтения по авиации, посвященные

памяти Н.Е. Жуковского» [Текст]/Сборник докладов. М.: Изд. дом

Академии Н.Е. Жуковского, 2015. С. 241–246.

4 Бочаров А.С., Губанов К.А., Шабанов И.Ф. Исследование моделей

электроэнергетических систем воздушных судов в среде Simulink /

Актуальные вопросы исследований в авионике: теория, обслуживание,

разработки [текст]: Сб. науч. ст. по материалам докл. III Всероссийской

13

НПК «АВИАТОР» (11–12 февраля 2016 г.): В 2-х т. Т. 1. Воронеж: ВУНЦ

ВВС «ВВА», 2016. С. 22–26.

УДК 621.313.3

А.С. БОЧАРОВ, Н.Б. МОРОЗОВ, А.С. РУСОВ, А.В. САВЧЕНКО ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ВОЗМОЖНОСТИ РЕАЛИЗАЦИИ ЭЛЕКТРОТЕПЛОВОЙ

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ КРЫЛА

САМОЛЕТА ИЛ-76

Отечественный и зарубежный опыт эксплуатации авиационной

техники позволяет сделать вывод о том, что обледенение наряду со сдвигом

ветра и атмосферными электрическими разрядами является одним из

наиболее опасных воздействий окружающей среды, оказывающим

существенное влияние на безопасность полетов. Последствием обледенения

может быть возникновение различных нештатных ситуаций в полете – от

усложнения его условий до катастрофы ВС [1,2]. Поэтому нормативные

документы требуют от конструктора разработки и установки на борту ВС

эффективных противообледенительных систем (ПОС), обеспечивающих

защиту от обледенения в широком диапазоне погодных условий.

Развитие авиационной промышленности в рамках реализации

концепции полностью (более) электрифицированного самолета требует

изменения штатных не электрифицированных бортовых систем на

электрические, в том числе, это касается и ПОС [3]. В настоящее время на

отечественных самолетах военно-транспортной авиации в качестве ПОС

применяются в большей степени воздушно-тепловые системы, принцип

действия которых основан на отборе воздуха от компрессора авиационного

двигателя, что отрицательно влияет на характеристики двигателя и,

следовательно, на летные качества самолета, в первую очередь – на его

скороподъемность. Так для турбореактивного двигателя прямой реакции

каждый процент отбираемого от компрессора воздуха приводит примерно к

одному проценту потери тяги двигателя. Поэтому отбираемый от

компрессора воздух на обогрев и другие внутренние нужды не должен

превышать 10…12 % общего расхода воздуха через двигатель [4].

Лишены такого рода недостатка электротепловые системы обогрева,

которые применяются на некоторых современных авиалайнерах

гражданской авиации, например на самолете Boeing-787, в некоторых

системах которого уже реализованы идеи концепции более

электрифицированного самолета [5].

14

В тепловых противообледенительных системах электротермического

типа нагревательными элементами служат параллельно подсоединяемые к

шинам металлические проволочки с высоким электрическим

сопротивлением, металлическая фольга, а также токопроводящие пленки

или ткани.

Нагревательный элемент в виде ряда константановых проволочек

подсоединяется к каждой секции контактных шин. Для предотвращения

короткого замыкания с внутренней и наружной обшивками его помещают

между двумя панелями из стеклоткани. Нижняя панель выполняется из

четырех и более слоев стеклоткани для надежной тепловой изоляции, а

верхняя – из двух слоев, которые обеспечивают только электроизоляцию

нагревательного элемента.

В системах защиты крыла и оперения циклического действия наряду с

секционными нагревательными элементами в районе передних кромок этих

агрегатов устанавливаются постоянно обогреваемые металлические полосы,

получившие наименование «тепловых ножей». Образовавшийся лед как бы

разрезается на верхнюю и нижнюю части, что облегчает удаление льда с

поверхности агрегата. Значительно улучшаются условия для сбрасывания

льда с больших площадей при дополнительной установке поперечных

«тепловых ножей». В этом случае образуется своего рода панель ледяного

покрова с оплавленными и деформированными кромками, которая удаляется

при совместном воздействии ПОС циклического действия и набегающего

воздушного потока.

Так, например, военно-транспортный самолет Ил-76МД-90А оснащен

воздушно-тепловыми и электротермическими ПОС [6]. Горячим воздухом

обогреваются предкрылки, воздухозаборники, входные направляющие

аппараты и коки двигателей. Постоянный ток используется для обогрева

приемников полного давления, датчиков углов атаки и контейнеров

аккумуляторных батарей, переменный ток – для обогрева хвостового

оперения, стекол кабины штурмана, стекол и форточек пилотской кабины.

Обычно обледенению подвержены следующие поверхности агрегатов

ВС: передние кромки крыла и оперения; входные кромки

воздухозаборников двигателей; ВНА компрессора двигателя или, первые

ступени компрессора; лопасти и обтекатели воздушных винтов

турбовинтовых или винтовентиляторных двигателей; лопасти несущих и

рулевых винтов вертолетов; остекление кабины экипажа; обтекатели

радиолокационных и радиосвязных антенн; датчики пилотажно-

навигационных приборов, выходящие в поток.

Обледенение крыла и оперения оказывает наибольшее влияние на

летные характеристики, устойчивость и управляемость самолета.

Искажение формы и появление неровностей и шероховатости на

поверхности передней части профиля существенно влияют на подъемную

15

силу и сопротивление крыла. В общем приросте сопротивления самолета

при обледенении доля крыла и оперения составляет до 70...80% [5].

Все это подтверждает актуальность рассматриваемой темы, а именно

модернизация ПОС современных воздушных судов военно-транспортной

авиации на примере самолета Ил-76МД-90А. В работе предлагается

заменить воздушно-тепловую ПОС крыла на циклическую

электротепловую, подобную что применяется на хвостовом оперении этого

самолета, использующую для обогрева электроэнергию переменного тока.

ПОС должны удовлетворять ряду требований, важнейшими из

которых являются [5]:

1. Самолет должен быть защищен от обледенения в диапазоне

температур наружного воздуха от 0 до минус 30°С при водности от 0,8 до

0,2 г/м3 на высотах 5000…9500 м, в том числе при влажности воздуха до

85…100 %.

2. Агрегаты ВС, обледенение которых может привести к опасной

ситуации, должны быть защищены от обледенения и в случае отказа

силовой установки.

3. Постоянная готовность к действию, достаточная быстрота реакции

на обледенение с возможностью автоматического включения и

выключения.

4. Экономичность.

5. На ВС должны быть установлены сигнализатор обледенения

двигателя и сигнализатор или сигнализатор-интенсиметр обледенения

планера.

6. ПОС должны выдавать сигнал о наличии обледенения

одновременно с визуальным обнаружением льда на поверхности ВС и

обеспечивать сигнализацию об обледенении (или интенсивности) в течение

всего времени полета в условиях обледенения.

7. Автоматическое управление ПОС должно обеспечиваться по

сигналу сигнализатора обледенения. Должна сохраняться возможность

ручного включения.

8. Конструкция ПОС должна позволять проверку ее исправности на

земле, а также контроль за ее работой в полете.

Для решения поставленной задачи необходимо учитывать множество

факторов, чтобы обеспечить безопасность полетов в условиях возможного

обледенения. Так предварительные расчеты показали, что мощность

системы электроснабжения переменного тока на самолете Ил-76МД-90А

недостаточна для обеспечения электротепловой ПОС крыла даже в

циклическом режиме и потребует изменения и параметров и структуры

СЭС, например – установку более мощных генераторов переменного тока.

16


1 Буй Х.Б., Рябков В.И. Анализ авиапарка компании Vietnam Airlines

corporation и причин некоторых авиакатастроф её эксплуатационных

самолетов / Открытые информационные и компьютерные интегрированные

технологии №70, 2015. С. 70–83.

2 Борьба с обледенением. Артур Нургалеев // АвиаПорт.Ru https: //

www.aviaport.ru /news/2012/04/28/233737.html (дата обращения 05.03.2018)

3 Лёвин А.В., Мусин С.М., Харитонов С.А., Ковалёв К.Л., Герасин

А.А., Халютин С.П. Электрический самолёт: концепция и технологии. Уфа:

УГАТУ, 2014. 388 с.

4 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов. Том 2.

Элементы и системы электрооборудования – приемники электрической

энергии. М.: Издательство МЭИ, 2008. 778 с.

5 Boeing 787 Dreamliner / Guy Norris and Mark Wagner, Printed in China,

2009. 210 p.

6 Руководство по технической эксплуатации Ил-76-МД-90А. Раздел

030. Противообледенительная система, 2015. 230 с.

УДК 621.317.2

А.В. ВОРОНЦОВ ООО «НТЦ АКТОР», Москва.

ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ ИМИТАЦИИ КАЧЕСТВА

ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

ВОЗДУШНОГО СУДНА.

Системы электроснабжения (СЭС) независимо от их функциональ-

ного и структурного построения не могут обеспечить идеального качества

электроэнергии (КЭ). Отсюда вытекает требование стойкости аппаратуры и

обеспечения заданных функциональных характеристик при реальных зна-

чениях изменений входного напряжения и частоты, которые являются вы-

ходными параметрами любой системы электроснабжения. Это накладывает

обязательства на разработчиков электронных устройств осуществлять кон-

троль работоспособности аппаратуры при реальных нормах КЭ, устанавли-

ваемых, как правило, в государственных стандартах по видам техники [1].

Для подтверждения надежной работы аппаратуры в условиях ее экс-

плуатации, необходимо использование испытательного оборудования,

http://www.aviaport.ru/

17

обеспечивающего воспроизводство показателей КЭ бортовых СЭС, преду-

смотренных [1] в производственных условиях. Создано специальное обору-

дование, основным назначением которого является воспроизведение экс-

плуатационных норм по всем показателям качества электроэнергии (КЭ).

Работы по созданию испытательного оборудования выполнялись на

протяжении длительного времени аппаратурными предприятиями для соб-

ственных нужд [2,5,6]. По мере совершенствования средств имитации пока-

зателей КЭ на основе современных методов конструирования с использова-

нием функциональной интеграции и цифровых методов управления, со-

зданы современные имитаторы. Такие имитаторы обладают более высо-

кими функциональными и техническими возможностями, в результате чего

постепенно завоевывают рынок по сравнению с менее совершенными инди-

видуальными разработками.

Представлены некоторые образцы [3,4,5], прошедшие через серийное

производство и поступившие в испытательные подразделения предприятий,

разрабатывающих и выпускающих авиационное электронное оборудование.

Эти имитаторы бортовых СЭС показали высокую эффективность при

оценке надежности электронного оборудования на основе результатов ис-

пытаний.

Первые образцы ИБС базировались на ручном управлении, что вно-

сило в результаты испытаний человеческий фактор. Разработки последнего

времени базируются на программном управлении по формированию уров-

ней всех показателей КЭ, задаваемой последовательности воздействия на

объект испытаний, их регистрации и других процессов.

В состав имитатора разработки ООО «НТЦ АКТОР» (полная ком-

плектация) входит набор функциональных узлов, и устройств обеспечиваю-

щий моделирование всех требуемых в ГОСТ Р 54073 (ГОСТ 19705) и ГОСТ

21999 показателей качества электроэнергии.

В настоящее время ведутся работы по дальнейшему развитию имита-

ционных комплексов направленные на совмещение преобразователей по-

стоянного и переменного тока в одном корпусе, для повышения уровня уни-

фикации имитаторов, снижение их себестоимости и повышение уровня ав-

томатизации испытаний.

На рисунке 1 представлена обобщенная функциональная схема ими-

таторов как постоянного, так и переменного тока.

18

Рисунок 1 – Функциональное структурное построение имитаторов бортовых СЭС.

РУ – распределительное устройство; ИП – источник питания; УСР - устройство связи-

развязки; УГВИ – устройство генерации высоковольтных импульсов; УК – управляемый

коммутатор; ЭН – эквивалент нагрузки; ПК – персональный компьютер; ОИ – объект

испытаний.

Все функциональные устройства в имитаторах постоянного и пере-

менного тока по назначению идентичны, а по внутреннему построению раз-

личаются. Функциональные устройства такие, как источники питания по-

стоянного и переменного тока с воспроизводством отдельных параметров

КЭ СЭС, генератор высоковольтных импульсов, управляемый коммутатор,

электронная нагрузка могут функционировать как самостоятельно, так и в

составе комплектов и комплексов.

Регулируемые источники питания имеют интерфейс RS-485/ Ethernet

для управления от персонального компьютера. Программное управление

позволяет задать последовательность изменения напряжения и частоты во

времени, применять специальные функции, имитирующие переходные про-

цессы, вводить модулирующие сигналы. Во время выполнения заданной по-

следовательности происходит запись измеренных значений тока и напряже-

ния в журнал для последующего анализа.

Приборы разработаны по модульному принципу, что позволяет созда-

вать комплексы с выходной мощностью от 2 до 64 кВт.


1 ГОСТ Р 54073-2100. Системы электроснабжения самолетов и вер-

толетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии.

19

2 Балтайс Э.О., Иванов В.А. и др. Имитатор установившихся и пере-

ходных режимов в сети переменного тока. Межвузовский СНТ «АНАЛИЗ

И ДИАГНОСТИКА ДИНАМИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ ЭЛЕКТРОТЕХНИ-

ЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ». Ленинград, 1989.

3 Воронцов А. В. Испытание бортового статического преобразова-

теля на соответствие требованиям ГОСТ Р 54073-2010. ж. Силовая электро-

ника № 1 2015.

4 Воронцов А.В. Испытание бортового ИБП на воздействие переход-

ных искажений системы электропитания. ж. «Силовая электроника» № 5,

2016.

5 Воронцов А.В., Заика П. Особенности построения имитаторов бор-

товых систем электроснабжения, ж. Силовая электроника, № 3, 2016.

6 Воронцов А.В., Либенко Ю.Н. Традиции и эволюции развития тех-

нических средств имитации видов и значений параметров качества входной

электроэнергии РЭА. Материалы 6-й всероссийской НТК ЭМС.

УДК 621.317

В.М. ДМИТРИЕВ, О.А. ЖЕЛЕЗНЯК ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПЕРСПЕКТИВЫ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЦИФРОВЫХ

ДАТЧИКОВ ДЛЯ ОЦЕНКИ ПАРАМЕТРОВ СИСТЕМЫ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Одним из важнейших компонентов летательного аппарата (самолета)

является его бортовая система электроснабжения (СЭС). От ее правильной,

штатной, работы зависит работоспособность и безаварийное функциониро-

вание всех систем летательного аппарата.

Основу СЭС составляет электрический генератор. В большинстве со-

временных СЭС применяются синхронные генераторы трехфазного пере-

менного тока напряжением 115 В и постоянной частоты 400 Гц [1].

Глубокое проникновение электроники в оборудование летательных

аппаратов привело к тому, что последние годы обязательным атрибутом са-

молетов стали компьютеризированные бортовые информационно- управля-

ющие системы (БИУС), существенно помогающими пилотам в управлении

таким сложным техническим объектом, как самолет.

Учитывая важность СЭС для самолета, оперативная и объективная ин-

формация о ее состоянии является естественной потребностью для БИУС.

20

В первую очередь это касается электрических и частотных параметров ге-

нерируемой электрической энергии. При этом важна не только информация

о текущем состоянии измеряемых параметров, но и их постоянная регистра-

ция в энергонезависимой памяти на случай возникновения различных не-

штатных ситуаций.

Для этого в состав СЭС включаются следующие измерительные ка-

налы:

- канал измерения напряжения;

- канал измерения силы тока;

- канал измерения частоты;

- канал измерения угла сдвига фаз между током и напряжением.

В дополнение к этим измерительным каналам могут быть также ис-

пользованы каналы, позволяющие определять коэффициент пульсации

напряжения и другие параметры качества системы электроснабжения. Сле-

дует отметить, что для обеспечения измерения текущей потребляемой

нагрузкой мощности измерительные каналы должны обеспечивать син-

хронное измерение токов и напряжений с одновременным измерением ча-

стоты и угла сдвига фаз между ними.

УДК 621.317

В.М. ДМИТРИЕВ, О.А. ЖЕЛЕЗНЯК ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ ПОТРЕБЛЯЕМОЙ

НАГРУЗКОЙ МОЩНОСТИ В ЦЕПЯХ ПЕРЕМЕННОГО И

ПОСТОЯННОГО ТОКА

На современном этапе развития авиации при все большей электрифи-кации воздушных судов актуальным является достоверное измерение теку-щей загруженности системы электроснабжения.

С учетом развития цифровой микроэлектроники и повсеместного внедрения бортовых информационно-управляющих систем (БИУС) для этих целей все чаще применяются цифровые измерители мощности.

В настоящее время, при стремительном развитии микроэлектроники

и снижении цен на электронные компоненты, цифровые системы управле-

ния постепенно вытесняют своих аналоговых конкурентов. Это, в первую

очередь обусловлено большим разнообразием микроконтроллеров и резким

снижением их стоимости. Одно из главных преимуществ цифровых систем

управления на базе микроконтроллеров — это гибкость и многофункцио-

21

нальность, достигаемые не аппаратно, а программно, не требуя дополни-

тельных материальных затрат. Переход на микроконтроллерное управление

измерителей электрической энергии имеет ряд преимуществ, в первую оче-

редь, повышение точности и надёжности, а также многофункциональность,

достигаемая за счёт малых аппаратных затрат. Для выполнения некоторых нестандартных функций, например, со-

гласования уровней, используются дополнительные ИС. Сейчас начали вы-пускать специализированные ИС — преобразователи мощности в частоту — и специализированные микроконтроллеры, содержащие подобные пре-образователи на кристалле.

Для измерения мощности в сетях постоянного тока необходимо одно-временно измерить силу тока и напряжение на нагрузке, а при постоянном сопротивлении нагрузки будет достаточно и одного из этих параметров. В цепях же переменного тока необходимо обеспечить одновременное измере-ние тока напряжения и угла сдвига фаз между током и напряжением, чтобы быть способным определить активную и реактивную составляющую мощ-ности нагрузки. Для этого цифровые датчики должны обеспечивать син-хронное измерение основных параметров электрических цепей.

С учетом этого при измерении тока следует использовать способы, ко-торые позволяют передавать фазу сигнала (а в идеале и огибающую) без ис-кажений.

УДК 621.311.6

С.Л. ЗАТУЛОВ ООО «Александер Электрик источники электропитания» (г. Москва)

ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ ЯЧЕЕК АКТИВНЫХ ФАЗИРОВАННЫХ

АНТЕННЫХ РЕШЁТОК БОРТОВЫХ

РАДИОЛОКАЦИОННЫХ СТАНЦИЙ

В статье рассматриваются модули импульсных стабилизаторов посто-

янного напряжения серии МДС, как элементная база для построения децен-

трализованной системы электропитания полотна антенной решётки и рас-

пределительной системы бортовой радиолокационной станции.

Идеология построения рассматриваемой системы электропитания

предусматривает наличие мощного AC-DC преобразователя, питающегося

от бортовой сети переменного тока и формирующего промежуточную

шину, и n стабилизаторов постоянного напряжения, являющихся принад-

лежностью каждой из n ячеек. Стабилизаторы относятся к классу POL-

преобразователей (point of load), устанавливаемым непосредственно у

22

нагрузки, не имеющим гальванической развязки и обеспечивающим боль-

шой выходной ток. Для рассматриваемой системы электропитания напря-

жение промежуточной шины составляет 45 В, напряжение и ток нагрузки 9

В и 12 А соответственно.

К особенностям стабилизаторов можно отнести их унифицированное

исполнение и высокие энергетические характеристики. Унифицированное

исполнение предусматривает наличие двух диапазонов входного напряже-

ния 5..12 В и 10..50 В и возможность изготовления с выходными напряже-

ниями от 1,5 до 15 В с точностью стабилизации 2 % при всех дестабилизи-

рующих факторах, что позволяет их использовать в аппаратуре разных клас-

сов. Стабилизаторы имеют КПД 97 %, размеры 30х20х9 мм, при этом их

удельная мощность составляет 20 кВт/дм3. При установке на печатную

плату при нагрузке 0,5 от номинальной мощности в диапазоне температур -

60…+ 60 °С стабилизаторы могут работать без теплоотвода. Внешний вид

модуля стабилизатора серии МДС приведён на рисунке 1, график зависимо-

сти КПД от нагрузки при различных входных напряжениях для исполнения

с выходным напряжением 9 В и током нагрузки 12 А приведён на рисунке

2.

Рисунок 1 – Внешний вид модуля стабилизатора серии МДС.

Рисунок 2 – Зависимость КПД от нагрузки при различных входных напряжениях.

КП

Д, %

Iвых/Iвых.ном

Uвх = 45

В

23

УДК 629.7.064.5

Р.П. КОХАНОВ, И.В. БАЛТЯН ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

РЕЗУЛЬТАТЫ АНАЛИЗА ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ, И ПЕРЕЧЕНЬ ОБЩИХ ТРЕБОВАНИЙ К НЕЙ

При проектировании системы электроснабжения (СЭС) необходимо

обосновать общие требования к ней, на основе которых разрабатывается мо-

дель (математическая, имитационная или иная другая) СЭС. Рационально

выполненная современная СЭС должна удовлетворять техническим и эко-

номическим требованиям. А именно, СЭС беспилотного летательного аппа-

рата (БПЛА) должна строиться так, чтобы она обеспечивала надежность,

удобство и безопасность в обслуживании, позволяла поддерживать необхо-

димое качество электроэнергии и бесперебойность энергоснабжения в ре-

жиме нормальной работы и в послеаварийном режиме. Одновременно СЭС

должна характеризоваться экономичностью в плане затрат, ежемесячных и

ежегодных расходов, потерь энергии и расхода материалов и комплектую-

щих.

Структуры систем электроснабжения имеют большое разнообразие,

которое определяется характером потребителя и источника электроэнергии.

Плотность нагрузок различных потребителей электроэнергии (ПЭЭ) сильно

различается, что приводит к большому разнообразию схемно-конструктив-

ных решений и видов используемого электротехнического оборудования в

СЭС.

Особенности систем электроснабжения и принципы их построения

придают конкретной СЭС те или иные характерные черты проектных реше-

ний и виды конструктивного исполнения.

Система электроснабжения определяется также технологией электри-

фицированного процесса потребителя, его планировкой, возможностью ро-

ста технологических мощностей и расширения.

Исходя из вышеприведенных факторов СЭС может быть выполнена в

нескольких вариантах, из которых выбирается оптимальный по условиям

технико-экономических критериев, учитывающих надежность электроснаб-

жения, качество электроэнергии (КЭЭ), доводимой до потребителей, эконо-

24

мичность функционирования, удобство и безопасность эксплуатации, воз-

можность применения прогрессивных методов электромонтажных работ и

т.д.

В соответствии с вышесказанным, система электроснабжения БЛА

характеризуется:

1. Способностью поддержания необходимого (надлежащего) каче-

ства электроэнергии (уровней напряжения, стабильности частоты и т.п.) и

надежностью СЭС. Обеспечение необходимого КЭЭ существенно опреде-

ляет и надежность функционирования как самой СЭС, так и потребителей

электроэнергии. При этом, обеспечение качества электроснабжения и его

надежность достигаются различными схемными решениями и применением

специального оборудования. Для наиболее экономичного резервирования в

СЭС учитывают перегрузочную способность электрооборудования, воз-

можность резервирования технологической части, возможность проведения

текущего ремонта электрооборудования в межрегламентный период и т.д.

Стандартом установлены нормально допустимые и предельно допу-

стимые значения показателей КЭЭ. При этом, такие показатели, как времен-

ное перенапряжение и импульсы напряжения, могут вызывать повреждение

оборудования. Отклонения, колебания, несинусоидальность напряжения в

меньшей степени влияют на работоспособность СЭС и ее элементов.

Надежность любой сложной системы ограничена надежностью са-

мого слабого узла. Применение резервирования позволяет добиться суще-

ственного повышения надежности.

2. Бесперебойность энергоснабжения во всех режимах работы (нор-

мальном, аварийном и послеаварийном).

3. Удобство и простота эксплуатации и монтажа СЭС и ее элементов

обеспечиваются широким внедрением стандартных унифицированных ком-

плектов и элементов СЭС заводского изготовления, за счет чего возможна

свободная замена отдельных узлов, блоков или элементов СЭС.

4. Безопасность и удобство в обслуживании. Удобство СЭС в обслу-

живании, в свою очередь, должно обеспечивать возможность контроля всей

СЭС и её отдельных элементов в процессе эксплуатации непрерывно, пери-

одически, эпизодически (по каким-либо признакам) или во время планового

контроля.

5. Экономичность. Подразумевается принятие таких технических и

организационных решений, которые обеспечивали бы наименьшие из воз-

можных затрат при условии обязательного выполнения всех предыдущих

25

требований. Одновременно СЭС БПЛА должна характеризоваться эконо-

мичностью в плане ежемесячных и ежегодных затрат и расходов на ее экс-

плуатацию, обслуживание и ремонт (стоимость материалов и комплектую-

щих).

6. Гибкость. Должна обеспечиваться возможность расширения но-

менклатуры источников электроэнергии, а также возможность изменения

или увеличения полезной нагрузки БПЛА.

Таким образом, анализ задач, которые должна решать современная

система электроснабжения беспилотного летательного аппарата, позволил

обосновать перечень основных требований, предъявляемых к СЭС и влия-

ющих на разработку системы электроснабжения. В результате анализа ука-

занных задач установлено, что современная система электроснабжения

БЛА должна удовлетворять следующим основным требованиям:

Важные дополнительные требования к СЭС предъявляют ПЭЭ с рез-

копеременной циклически повторяющейся ударной нагрузкой (электродви-

гатели, преобразователи и т.п.).

Специальные требования к системам электроснабжения и электро-

оборудованию предъявляются при использовании БПЛА в различных кли-

матических условиях, например, в жарком или холодном климате, в усло-

виях высокой влажности и т.п.

Все эти требования должны обеспечиваться при проектировании и

эксплуатации систем ЭС.

Следовательно, при разработке системам электроснабжения БПЛА

необходимо обосновать широкий перечень требований, учитывая множе-

ство различных факторов, которые позволят в полной мере провести моде-

лирование процесса энергоснабжения всех потребителей ЭЭ и осуществить

проектирование СЭС. Следует отметить, что выбор системы электроснаб-

жения должен осуществляться на основе технико-экономического сравне-

ния нескольких вариантов. Также при создании СЭС необходимо учитывать

категорию приемников электроэнергии.


1 Правила устройства электроустановок [Текст]: утв. приказом

Минэнерго России от 07.07.2002 №204 // 7 изд, доп. и перераб., 2010 г. 330 с.

2 Ершевич, В.В. Справочник по проектированию электроэнергетиче-

ских систем [Текст] / В.В. Ершевич, Г.А. Илларионов. М: Энергоатомиздат,

1985. 345 с.

26

УДК 629.7.064.5

Р.П. КОХАНОВ, А.Е. РОЩУПКИН ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПЕРЕЧЕНЬ ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ К СИСТЕМЕ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

Современная система электроснабжения (СЭС) беспилотного лета-

тельного аппарата (БПЛА) должна обеспечивать потребителей электриче-

ской энергии (ПЭЭ) электроэнергией надлежащего качества, управление ис-

точниками (ИЭЭ) и приемниками ЭЭ, управление и регулирование парамет-

ров ИЭЭ, а также устойчивость (безотказность) СЭС во всех режимах её ра-

боты. Анализ задач, которые должна решать современная СЭС БПЛА, поз-

волил обосновать перечень основных факторов, имеющих наибольшее вли-

яние на её функционирование, а, следовательно, влияющих на разработку и

проектирование системы электроснабжения [1,2]. Другими словами, факто-

ров, определяющих возможности, характеристики и облик (состав и струк-

туру) разрабатываемой СЭС.

В результате анализа указанных задач и факторов установлено, что

при проектировании системы электроснабжения БЛА наиболее значимыми

из них являются:

1. Вид, характеристики электропитания, условия эксплуатации потре-

бителей электроэнергии.

Потребители электрической энергии – электрическая часть БЛА как

технологического агрегата, входят неотъемлемыми элементами в систему

электроснабжения и во многом определяют работу этой системы и ее пара-

метры.

При проектировании СЭС потребители электроэнергии в основном

систематизируют по:

- назначению;

- эксплуатационно-техническим признакам;

- режимам работы;

- мощности и напряжению;

- роду тока;

- требованиям к надежности электроснабжения.

2. Требования к устойчивости СЭС в аварийном и послеаварийном ре-

жимах её работы, к устойчивости СЭС при её работе в различных темпера-

турных режимах и т.д.

27

Устойчивость СЭС в аварийном и послеаварийном режимах работы

для приемников электрической энергии первой и второй категории в зави-

симости от конструкции и жесткости требований к надежности СЭС обес-

печивается применением, например, одного из двух типовых вариантов:

- двух независимых взаимно резервируемых непрерывно используе-

мых основных источников электроэнергии (ИЭЭ) в комплекте с аварийным

ИЭЭ, включаемом при необходимости;

- трех и более независимых взаимно резервируемых непрерывно ис-

пользуемых основных ИЭЭ (первичных или вторичных источников пита-

ния).

3. Основные принципы построения СЭС в целом, вид, основные воз-

можности и характеристики первичных и вторичных источников ЭЭ:

- число, мощность, напряжение и другие параметры основных источ-

ников ЭЭ;

- число, мощность, напряжение и другие параметры дополнительных,

в том числе альтернативных, ИЭЭ;

- число, мощность, напряжение и другие параметры аварийных ИЭЭ;

- характеристики управляемости (регулирования) параметров ИЭЭ;

- требования по преобразованию ЭЭ для питания всех ПЭЭ и к мощ-

ности преобразователей.

4. Для окончательного формирования СЭС необходимо сформулиро-

вать требования к защите источников и приемников ЭЭ, в том числе по огра-

ничению токов КЗ, условиям выполнения простой и надежной релейной за-

щиты автоматики, телемеханики и др., сгенерировать вариант размещения

СЭС на борту БПЛА и подсистемы распределения электроэнергии, и учесть

указанные (приведенные в пп. 1-4) факторы при проектировании СЭС.

Таким образом, при разработке СЭС БПЛА необходимо обосновать

широкий перечень требований, учитывая множество различных факторов,

которые позволят в полной мере провести моделирование процесса энерго-

снабжения всех потребителей ЭЭ и осуществить проектирование СЭС. Сле-

дует отметить, что выбор системы электроснабжения должен осуществ-

ляться на основе технико-экономического сравнения нескольких вариантов.

При создании системы электроснабжения необходимо учитывать катего-

рию приемников электроэнергии.


1 Правила устройства электроустановок [Текст]: утв. приказом

Минэнерго России от 07.07.2002 №204 // 7 изд, доп. и перераб., 2010 г. 330 с.

2 Ершевич В.В. Справочник по проектированию электроэнергетиче-

ских систем [Текст] / В.В. Ершевич, Г.А. Илларионов. М: Энергоатомиздат,

1985. 345 с.

28

УДК 621.314

И.Н. КОТЛОВ, С.В. ВЕШКИН, Р.В. СМИРНЫЙ «Краснодарское высшее авиационное училище летчиков имени Героя

Советского союза А.К. Серова»

НЕОБХОДИМОСТЬ И ПЕРСПЕКТИВЫ

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ ДЛЯ

АВТОНОМНЫХ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

В статье раскрываются перспективы применения в автономных систе-

мах статических преобразователей электрической энергии, в составе кото-

рых используются трансформаторы с вращающимся магнитным полем, поз-

воляющих снизить уровень электромагнитных помех и повысить показа-

тели надежности.

В настоящее время для согласования параметров источников электро-

энергии и нагрузки применяются статические преобразователи электро-

энергии (ПЭ), выполненные на силовых полупроводниковых приборах. Как

известно, ПЭ не только преобразуют электроэнергию, но и способны стаби-

лизировать напряжение, частоту тока, а при необходимости и регулировать

их величину в зависимости от требований нагрузки.

Кроме того, силовые электронные приборы в настоящее время ши-

роко применяется в качестве коммутационных устройств в системах авто-

матического управления и защиты.

В общем случае силовые электронные приборы классифицируются по

следующим признакам:

- преобразователи напряжения переменного тока (выпрямители, пре-

образователи частоты и преобразователи фаз);

- преобразователи напряжения постоянного тока (инверторы и кон-

верторы);

- по количеству фаз входного и выходного напряжений (с однофаз-

ным, трёхфазным и многофазным входом или выходом);

- по уровню выходного напряжения (до 100 В – низковольтные; от 100

до 1000 В – с повышенным напряжением; свыше 1000 В – высоковольтные);

- по выходной мощности (до 100 Вт – микромощные; от 100 до 1000

Вт – малой мощности; от 1 до 20 кВт – средней мощности; от 20 до 100 кВт

– повышенной мощности; свыше 100 кВт – большой мощности).

Широкое применение ПЭ нашли в регулируемом электроприводе пе-

ременного тока. Созданы высокоэффективные преобразователи, преобразу-

ющие ток промышленной частоты в переменный ток регулируемой частоты

для управления частотой вращения электродвигателя [2].

29

Для различных областей техники разработаны ПЭ как с регулируе-

мыми, так и стабилизированными выходными параметрами. Преимущества

ПЭ определили их широкое применение в системах автономного, в том

числе бесперебойного электроснабжения (СБЭ). Один из примеров – это

бортовые системы электроснабжения. Кроме того, расширилась область

применения силовых электронных приборов в области бытовой техники.

Перспективным является направление применения непосредственных пре-

образователей частоты (НПЧ) для стабилизации напряжения и частоты ав-

тономных источников электроэнергии, в которых частота вращения при-

вода генератора изменяется в широких пределах, к примеру частота враще-

ния газотурбинного двигателя [1].

Целесообразно рассмотреть основные эксплуатационно-технические

характеристики современных силовых электронных преобразователей элек-

троэнергии и раскрыть перспективы их дальнейшего развития.

Анализ технической литературы показал, что для мощности, опреде-

ляемой в пределах 3-12 кВт и частоте тока 50 Гц, КПД ПЭ находится в пре-

делах 70-90%. Кроме того, если определить общий объём и массу ПЭ и по-

требителей в составе автономных систем электроснабжения, то до 50% объ-

ёма и массы приходится на долю ПЭ. При этом значительную часть объёма

и массы ПЭ (до 80%) занимают трансформаторы, дроссели и конденсаторы.

Один из недостатков статических ПЭ связан с принципом их дей-

ствия. Поскольку они являются нелинейными элементами, то во время ком-

мутации появляются электромагнитные помехи из-за скачкообразного из-

менения токов и напряжений в электрических цепях преобразователя. Пе-

редача электромагнитных помех происходит как по проводным связям пре-

образователя с другими устройствами автономной системы, так и непосред-

ственно через окружающее пространство.

Для улучшения технических характеристик, и в особенности массога-

баритных показателей (МГП) в настоящее время в составе ПЭ мощностью

до 1 кВт применяются промежуточные ПЭ повышенной частоты. Промежу-

точная частота преобразования электроэнергии находится в пределах от 400

Гц до 20 кГц в зависимости от мощности ПЭ (в микромощных ПЭ может

достигать несколько сот мГц). Промежуточная повышенная частота позво-

лила уменьшить массу ПЭ в 4 – 15 раз (в микромощных – более чем в 50

раз), что важно для бортовых систем электроснабжения, в том числе косми-

ческих аппаратов [4].

Одним из эффективных путей уменьшения массы и габаритов полу-

проводниковых преобразователей, повышения их КПД и надежности яв-

ляется создание силовых интегральных схем (СИС), в которых на одном

кристалле технологическими приемами изготавливаются силовые ключе-

вые элементы, схемы их защиты, устройства управления, регулирования

30

и диагностики [3]. СИС, смонтированные в едином корпусе, представляют

законченную часть преобразовательного устройства (выпрямителя, инвер-

тора, преобразователя частоты и т.д.).

Силовые интегральные схемы имеют низкий уровень потерь, ма-

лую мощность управления и в несколько раз уменьшают массу и габа-

риты силового блока полупроводниковых приборов. Компактность до-

стигается за счет размещения на одном чипе силовых компонентов, что

обеспечивает минимальное расстояние между ними. Наличием «встроен-

ной» системы контроля параметров обеспечивается повышение надежно-

сти преобразователя, которая увеличивается также из-за уменьшения ко-

личества дискретных элементов и монтажных соединений. Допустимость

работы от микро ЭВМ расширяет функциональные возможности преоб-

разователей на базе силовых интегральных схем.

Технологические трудности совмещения на одном кристалле сило-

вого полупроводникового прибора с низковольтными интегральными схе-

мами, которые возрастают по мере увеличения уровней рабочих токов и

напряжений ключевых элементов, определили создание двух типов сило-

вых интегральных схем: монолитных и гибридных.

Монолитные схемы на токи в десятки ампер и напряжения до 50 В

могут использоваться в промышленной, автомобильной и бытовой силовой

электронике. Диапазон мощностей – до единиц киловатт.

Одно из перспективных направлений, в решении задачи снижения

уровня электромагнитных помех – за счет применения в составе ПЭ транс-

форматоров с вращающимся магнитным полем (ТВМП), что позволит умень-

шить число силовых электронных приборов ПЭ, упростить систему управ-

ления и защиты и повысить показатели надежности преобразователей и

автономной системы в комплексе.


1 Божко С.В. Автономные источники электроэнергии: состояние и

перспективы [Текст] / С.В. Божко, О.В. Григораш О.В., А.Ю. Попов и др.

Краснодар, 2012. 174 с.

2 Григораш О.В. Статические преобразователи и стабилизаторы авто-

номных систем электроснабжения [Текст] / О.В. Григораш, Ю.П. Степура

Ю.П., А.Е. Усков. Краснодар, 2011. 188 с.

3 Григораш О.В. Модульные системы гарантированного электроснаб-

жения [Текст] / О.В.Григораш О.В., Божко С.В., Нормов Д.А. и др. Краснодар:

КВВАУ, 2005. 306 с.

4 [Электронный ресурс]. [URL]: http://airwiki.org/breo/soe17.html

31

УДК 621.313

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Г.А. АХМЕДОВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПУТИ РАЗВИТИЯ СИНХРОННОЙ СВЯЗИ В АВИАЦИИ

На борту воздушного судна (ВС) есть необходимость дистанционного

управления синхронным вращением валов, расположенных на расстоянии и

механически не связанных между собой. Для этой цели необходимо иметь

сигнал, пропорциональный углу рассогласования валов. В простейшем слу-

чае синхронную связь осуществляют с помощью сельсинов.

В современных устройствах сельсины всё чаще заменяются энкоде-

рами (Датчик угла поворота) – устройство, предназначенное для преобразо-

вания угла поворота вращающегося объекта (вала) в электрические сиг-

налы, позволяющие определить угол его поворота.

ДУПы подразделяются:

- по способу выдачи информации на накапливающие (инкрементные)

и абсолютные (позиционные);

- по принципу действия на оптические, резистивные, магнитные;

- по допустимому углу поворота вала на ДУПы с ограниченным диа-

пазоном работы и ДУПы с неограниченным диапазоном работы.

Конструктивно они обычно состоят из установленной на прецизион-

ных подшипниках оси, вращающейся совместно с контролируемым валом,

закреплённого на этой оси диска с нанесённой на него разметкой, и установ-

ленного в определённом положении датчика, преобразующего сигнал в по-

следовательность импульсов, а также электронной схемы.

В оптических энкодерах применяется прозрачный диск с нанесён-

ными в специальном порядке непрозрачными участками и специальный

узел считывания: по одну сторону от диска помещается матрица излучаю-

щих светодиодов (ИК), а с другой стороны, за специальной непрозрачной

маской с прорезями, – считывающая матрица фотодиодов (фототранзисто-

ров).

Основным преимуществом магнитных энкодеров является его ком-

пактность в целом (глубина и длина), а главный недостаток состоит в том,

что такие энкодеры подвержены негативному воздействию магнитных по-

лей, приводящих к общей некорректной работе прибора. А это накладывает

определенные ограничения на применение энкодеров с электронной техно-

логией подсчета числа оборотов в различных областях промышленности.

Основным плюсом оптических энкодеров является практически 100%

устойчивость к любым электромагнитным полям. Здесь не требуется при-

32

менение источников питания, которые совершенно необходимы в энкоде-

рах, использующих электронную технологию подсчета оборотов. Именно

поэтому энкодеры нового поколения используют оптическую технологию.

По способу определения различают инкрементальные и абсолютные

энкодеры. Инкрементальные делятся на 2 подтипа:

Простейшие инкрементальные: они определяют пересечение свето-

вого потока и на их основе можно построить, например, тахометр.

Недостаток данного энкодера состоит в том, что при помощи него не-

возможно определить направление вращения диска.

Инкрементальные 2-х канальные: решают задачу определения

направления вращения диска. Для этого используется не один фотодиод, а

несколько, обычно 4. Они формируют 2 независимых канала передачи дан-

ных, и сравнивая сигналы с этих каналов можно однозначно сделать вывод

о направлении вращения диска.

Недостаток инкрементального энкодера один, но для ряда примене-

ний он критичный. При инициализации энкодера мы не знаем в каком поло-

жении находится диск. Т.е. мы можем узнать только направление и скорость

вращения диска.

Для получения полной информации, а именно — начальное положе-

ние диска, направление и скорость вращения используются абсолютные эн-

кодеры.

Абсолютный энкодер может быть однооборотный или многооборот-

ный. Энкодер подобного типа снабжён диском, размеченным в виде концен-

трических дорожек со светопрозрачными и непрозрачными участками таким

образом, что угловому положению диска (и связанного с ним вала) отвечает

уникальный код (наиболее распространен код Грея — двоичная кодировка с

защитой от ошибок), который и фиксируют оптические датчики устройства.

Таким образом, информация об угле поворота в абсолютном энкодере

поступает в виде двоичного кода, определённому положению вала соответ-

ствует свой код, и информация передаётся как при вращении вала, так и при

его остановке. В многооборотных энкодерах имеется несколько дисков, со-

единённых с основным валом при помощи специального передаточного ме-

ханизма, и кроме фиксации кода об угле поворота вала происходит подсчёт

количества оборотов вала.

В отличие от абсолютного, энкодер инкрементальный подсчитывает

количество импульсов при повороте вала относительно заданного началь-

ного его положения. При этом для начала измерений необходимо произве-

сти установку начального положения, а при остановке вала его положение

не может быть определено при помощи инкрементального энкодера.

Энкодеры абсолютные отличаются разрешением (количество делений

на оборот, у некоторых моделей этот показатель равен 500 - 1000 - 2000 физи-

ческих рисок на оборот. В лучших образцах разрешение доведено до 10 000

33

рисок на оборот.), конструкцией и диаметром вала (полый, сквозной полый,

выступающий, сплошной), размерами устройства (внешний диаметр), крепле-

нием (фланец, лапы).

Таким образом, применение в авиации энкодеров, позволит устранить

некоторые недостатки сельсинов. Снизить массогабаритные размеры

устройств, повысить точность передачи угла поворота и вращений.


1 Брускин Д.Э. Электрические машины и микромашины. Учебник для

вузов / Д.Э. Брускин, А.Е. Зорохович, В.С. Хвостов. 2-е изд., перераб. и доп.

М.: Высш. Школа, 1981. 432 с.

2 Панасюк Г. И. Авиационные электрические машины / Г.И. Панасюк,

И.А. Попов, Г.В. Привалов // под редакцией Г.И. Панасюка. Издание ВВИА

имю проф. Н.Е. Жуковского, 1985. 499 с.

УДК 621.311.6

А.А. МИРОНОВ ООО «Александер Электрик источники электропитания» (г. Москва)

ИМПОРТОЗАМЕЩЕНИЕ СРЕДСТВ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ В

БОРТОВОЙ АВИАЦИОННОЙ АППАРАТУРЕ

Несмотря на объявленную кампанию по импортозамещению доля

ИВЭП на импортной ЭКБ продолжает увеличиваться. Причина тому - от-

сутствие современной отечественной электронной компонентной базы

(ЭКБ).

Применяя в РЭА ИВЭП одного предприятия-разработчика проблему

замены ИВЭП на импортных комплектующих можно решить.

В результате проведённого конструирования в ООО «АЭИЭП» разра-

ботан ряд модулей питания (МП), которые имеют те же габариты и цоко-

лёвку, характеристики параметров электромагнитной совместимости

(ЭМС) и КПД, что и прототип – модули питания серии МДМ-П. Это позво-

ляет в случае необходимости просто провести замену «старого на новый»

без переделки РЭА.

В работе проведён анализ номенклатуры, технических характеристик

и функциональных возможностей новой линейки МП. Удельные показатели

превышают показатели прототипа более чем в 2 раза!

Подробно описана схемотехника новой линейки МП, особенности ра-

боты: узлы подстройки выходного напряжения, удалённой обратной связи

34

и узла, обеспечивающего выравнивание выходных токов при параллельной

работе.

Описана конструкция изготовления приборов, которые позволяют га-

рантировать устойчивую работу МП при механических и климатических

воздействиях, действующих на борту КА.

Приведены основные статические и динамические характеристики:

время включения, суммарная нестабильность выходного напряжения, пере-

ходные отклонения выходного напряжения при скачкообразном изменении

выходного тока и входного напряжения.

На рис. 1 показана зависимость КПД типичного представителя обрат-

ноходовой схемы преобразования модуля МДМ15-П для разных выходных

напряжений.

Описана работа узла выравнивания выходных токов при параллель-

ной работе модулей. На рис. 2 показана зависимость токов двух модулей

МДМ120-П с выходным напряжением 27 В при изменении тока нагрузки от

10 до 100 %.

Рисунок 1 - Зависимости КПД от входного напряжения и нагрузки для модулей

МДМ15-П

35

Рисунок 2 - Параллельная работа модулей МДМ120-П в режиме выравнивания токов

Описаны дополнительные возможности МП:

- схема запуска модулей, позволяющая во время включения модуля

увеличивать его максимальный выходной ток в 1,5…2 раза в течение 2…20

мс; - работа модулей при температуре окружающей среды ТОКР = -67 °С;

- результаты замены диодного выпрямителя на синхронный выпрями-

тель (рис. 3).

Рисунок 3 - Зависимости КПД от входного напряжения и нагрузки для модуля МДМ10-

1П с выходными напряжениями 3,3 В и 5 В с диодным и синхронным выпрямителями

36

Рассмотрены возможности модулей питания по работе в условия дей-

ствия специальных факторов.

Сравнивая параметры МП серий МДМ и МДМ-П, приведённые в [1],

с параметрами модулей новой линейки, можно сделать вывод, что послед-

ние имеют аналогичные статические, динамические и энергетические ха-

рактеристики, но при этом практически вдвое меньший объём и вес по срав-

нению МП серии МДМ.


1 Технические характеристики модулей питания постоянного тока

серии МДМ и МДМ-П на сайте ООО «АЭИЭП»: www.aeip.ru

УДК 629.73.064.5(075.8)

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, О.В. ИВУШКИН ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРИНЦИП ИНВАРИАНТНОСТИ РЕГУЛЯТОРОВ

НАПРЯЖЕНИЯ ПЕРЕМЕННОГО ТОКА БОРТОВЫХ

СИСТЕМ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

В настоящее врем элементы бортового оборудования на воздушных

судах (ВС) предъявляют повышенные требования к качеству электроэнер-

гии. Опыт эксплуатации современных ВС показал, что колебания напряже-

ния и частоты в системах электроснабжения (СЭС) могут приводить даже к

их отказам и, в свою очередь, к срыву выполнения боевой задачи.

Первичной СЭС современных ВС является система трехфазного пере-

менного тока, напряжением 200/115 В, постоянной частоты 400 Гц. По мне-

нию специалистов традиционные принципы построения и управления ее ра-

ботой не позволяют добиться существенного повышения качества электри-

ческой энергии. Проблема может быть решена применением принципа ин-

вариантности регулятора напряжения, структурная схема которого пред-

ставлена на рис. 1.

Данная структурная схема включает в себя генератор типа ГТ, каскад

датчиков и инвариантный регулятор напряжения.

Генератор типа ГТ состоит из подвозбудителя ПВ, возбудителя В и

синхронного генератора СГ.

37

Рисунок 1 – Структурная схема принципа инвариантности выходного напряжения гене-

ратора типа ГТ

Каскад датчиков состоит из датчика частоты вращения ДЧВ, датчиков

тока возбудителя и синхронного генератора ДТ и датчика напряжения ДН.

Инвариантный регулятор включает в себя:

РПГ – регулятор параметров генератора;

С – сумматор, выполняющий операции суммирования сигналов;

Д – делитель, выполняющий операцию деления сигналов;

Укl – усилитель с коэффициентом l;

ВУС – вычислитель управляющих сигналов;

У 12 – усилители;

КУ – корректирующее устройство.

Из генератора в инвариантный регулятор поступают сигналы ω (ча-

стота вращения вала генератора), IBB (ток в обмотке возбуждения возбуди-

теля, IН (ток нагрузки), UH (фазное напряжение на клеммах генератора). Все

эти сигналы обрабатываются инвариантным регулятором, который форми-

рует сигнал L, управляющий выпрямителем через угол открытия тиристо-

ров.

Реализация структурной схемы представляется возможным на основе

регуляторов напряжения, использующих аналогово-цифровой принцип об-

работки информации. Возможно также применение цифрового принципа

обработки информации, но при этом необходимо использовать аналого-

цифровые преобразователи.

38

Данный принцип инвариантности выходного напряжения позволит

существенно повысить качество электроэнергии переменного тока на борту

ВС.


1 Важнов А.И. Переходные процессы в машинах переменного тока.

М.: Энергия, 1980.

2 ГОСТ Р 54073-2010 «Системы электроснабжения самолетов и вер-

толетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии».

3 Кацман М.М. Электрические машины / М.М. Кацман. М.: Акаде-

мия, 2003 г.

4 Павлов В.В. Инвариантность и автономность нелинейных систем

управления. К.: Наукова думка, 1982 г.

5 Мизюрин С.Р. Инвариантное регулирование. Электричество №6,

1985 г.

УДК 629.73.064

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, Т.Х. КОЙЧУЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ЭЛЕКТРОННОЕ УСТРОЙСТВО КОМПЛЕКСНОГО

ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ИНФОРМАЦИИ ОТ РАЗНОРОДНЫХ

ДАТЧИКОВ ДЛЯ БОРТОВОЙ ПРОТИВОПОЖАРНОЙ

СИСТЕМЫ

На борту воздушных судов в настоящее время используются следую-

щие типы противопожарных систем: тепловые, ионизационные, радиацион-

ные и др. Многим из них присущи серьезные недостатки, такие как большая

инерционность, зависимость времени срабатывания от температуры окру-

жающей среды, ложные срабатывания, несрабатывание.

Предлагаемое электронное устройство комплексного использования

информации от разнородных датчиков для бортовой противопожарной си-

стемы способно существенно уменьшить данные недостатки.

Структурная схема ППС на основе комплексного использования ин-

формации от разнородных датчиков представлена на рисунке 1, основным

элементом которой является электронное устройство ЭУ, состоящее из

блока автоматики БА, коммутирующего устройства КУ и встроенного вто-

ричного блока питания БП.

39

Рисунок 1 – Структурная схема ППС

Блок автоматики состоит из системы сигнализации СС и блока испол-

нительного БИ.

Блок датчиков БД включает в себя сигнализаторы пожара из «солнеч-

ных» элементов ДСЭ и пневматические сигнализаторы пожара ПСП;

Датчики сигнализатора пожара ДСЭ построены на «солнечных» эле-

ментах, служащих для выработки управляющих сигналов, пропорциональ-

ных величине и виду пламени.

Пневматический сигнализатор пожара предназначен для определения

пожарной ситуации типа прогар, когда нет пламени, а сама конструкция раз-

рушается за счет высокой температуры.

Система сигнализации предназначена для усиления сигнала в БИ, для

выдачи сигнала регистрирующее устройство РУ и в кабину летчика через

визуальную систему сигнализации ВСС и речевой информатор РИ.

Исполнительный блок совместно с КУ принимают сигналы от СС,

обеспечивают проверку исправности и готовности к действию СС, осу-

ществляют коммутацию питания постоянным током и подают импульсный

сигнал для срабатывания СПТ.

Коммутационное устройство, кроме ручного режима «Пуск» позво-

ляет повысить автоматизацию системы и осуществить встроенный контроль

РУ

ВСС

РИ

Летчик

КУ

СС БИ СПТ

БП

ДСЭ

ПСП

ЭУ

БД

115,В

400 Гц

+27,В

40

имитаторов пожара. Таким образом ППС работает в ручном и автоматиче-

ском режимах, управление которыми осуществляется переключателями в

кабине летчика. Использование двух режимов расширяет функциональные

возможности ППС и позволяет управлять процессом тушения пожара в за-

висимости от условий полета.

Основными достоинствами предлагаемой системы предупреждения и

пожаротушения являются: практическая безинерционность, высокая досто-

верность информации, высокая надежность, высокая степень автоматиза-

ции, автономность, предупреждение о повышении температуры в отсеках

силовой установки, возможность сигнализации срабатывания системы.


1 Федеральные авиационные правила инженерно-авиационного обес-

печения государственной авиации, 2005 г.

2 Пожароопасность электрооборудования ЛА. ПБП№1 1982, с 32-40.

3 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов. Учеб-

ник для вузов / под ред. Грузкова С.А. Том 2. Элементы и системы электро-

оборудования. М.: Издательский дом МЭИ. 2008. 552 с.

УДК 621.3

А.Н. ТОКАРСКИЙ, А.С. БОЧАРОВ, С.И. КНЯЗЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

УНИФИЦИРОВАННЫЙ ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ

МОДУЛЬ

Проблема создания перспективных энергомодулей различного назна-

чения по актуальности имеет практически непреходящее значение. Акту-

альна она и для мобильных энергомодулей бортового применения любого

типа. В настоящее время, в широкой постановке задачи, известны значи-

тельные многообразия стационарных, передвижных и подвижных энерго-

модулей, имеющие в своем составе в качестве первичных источников энер-

гии, либо двигатели внутреннего сгорания (поршневые или реактивные), да-

лее – ДВС, либо, энергосистемы общего назначения с последующим преоб-

разованием, либо, так называемые – нетрадиционные источники энергии. В

общий перечень здесь также могут и должны быть включены и бортовые

энергомодули летательных аппаратов (БЭМЛА). Необходимо отметить, что

указанные многообразия энергомодулей, как правило, в значительном числе

подмножеств рассматриваемого множества отличаются характеристиками,

41

которые не отвечают современным и перспективным требованиям. В част-

ности, большинство данных энергомодулей характеризуются не оптимизи-

рованным «выходом», недостаточной степенью унификации, автоматиза-

ции управления, защиты и диагностирования. Достаточно подробно, обос-

нование приведенного утверждения нами проведено применительно к аэро-

дромным энергетическим комплексам [1–3], в частности, при решении про-

блемы совершенствования стоящих на вооружении агрегатов типа: «АПА-

80», «АПЭА-100», «ПГУ-210/260» и аэродромных дизельных электростан-

ций, мобильных и стационарных, в том числе, выполняющих функции ава-

рийных источников электрической энергии. Кроме того, в [4] показаны

условия реализации основной части унифицированного преобразователя

энергии, который при некоторой доработке может обеспечить существен-

ное расширение возможностей самого энергомодуля. Особый упор при этом

нами делается на одновременное согласование и решение вопросов теоре-

тического плана и проблем апробации промышленного уровня.

Таким образом, предлагаемые в статье варианты формирования пер-

спективных вторичных источников различных видов энергии, на данном

этапе – механической, электрической и гидравлической, базирующиеся на

принципах многокритериальной оптимизации выбора структуры построе-

ния в условиях максимально достижимого эффекта унификации, могут быть

распространены и на энергомодули летательных аппаратов – ниже пред-

ставлены пояснения и обоснования.

Одним из направлений оптимизации, в указанных разработках, в том

числе, применительно к упомянутым агрегатам, принято направление, ос-

новой которого является их комплексирование с инерционными накопите-

лями энергии. Поставленные условия оптимизации и унификации предпо-

лагается выполнить, в том числе, за счет одновременно реализуемого прин-

ципа применения технологии системного проектирования. Одним из эле-

ментов этого принципа является совмещение определенных этапов жизнен-

ного цикла формируемого изделия, в данном случае – электроэнергетиче-

ского модуля. Учитывая постановку задачи для данной публикации, обоб-

щенную структуру предлагаемого для последующего исследования ком-

плекса можно представить в виде, пригодном и для теоретического рассмот-

рения и для практической макетной реализации, которая может быть по-

лезна и необходима именно в части достижения указанных эффектов опти-

мизации и унификации. Теоретическое обоснование принципов построения,

предлагаемого для натурного моделирования и для опытной эксплуатации

энергомодуля, как видно из приведенного перечня элементов, согласно [1–

3], базируется на очевидных преимуществах, которые могут быть сведены к

следующему:

1. Построение макетно-опытного образца предполагает использова-

ние серийно выпускаемых промышленностью агрегатов.

42

2. Инерционный аккумулятор энергии (ИАЭ), в соответствии с пред-

ложенными в [4] доработками, по принципу построения основной части, мо-

жет быть признан изобретением и в настоящее время прорабатывается про-

блема выбора прототипа для его патентования в новой конфигурации.

3. Используемые в схеме макета агрегаты уже на данном этапе согла-

сованы по основным рабочим характеристикам.

4. Наличие единства по научно-организационному замыслу макета

энергомодуля с принципами функционирования используемых агрегатов,

обеспечивает и применение многих научно-технических решений при орга-

низации систем защиты, автоматического регулирования и управления ма-

кетом. Т.е., по существу, уже в предлагаемом виде макет претендует на ва-

риант опытного образца, опытная эксплуатация которого позволит уточнить

и разрабатываемые теоретические модели.

Ниже, на рисунке 1, представлена структурно-функциональная схема

предлагаемого для макетной реализации унифицируемого электроэнергети-

ческого модуля. На схеме обозначены:

ЭД, ДВС – используемые в качестве первичных источников энергии

электродвигатели или двигатели внутреннего сгорания (реактивные или

поршневые);

НП-52М, ГМ-40…, ГМ-40+М, ГТ-40ПЧ… – авиационные, соответ-

ственно: аксиально-поршневой насос, гидромотор, также такой же гидромо-

тор, но применяемый с дополнительным устройством для согласования

предпочтительных частот вращения валов стыкуемых агрегатов и трехфаз-

ный генератор электрической энергии. Данные устройства, в своей основ-

ной части, как известно, применяются в составе бортового оборудования ле-

тательных аппаратов и упомянутых ранее типов аэродромных машин. Мно-

готочия означают необходимость некоторой модификации серийно выпус-

каемых в настоящее время промышленностью агрегатов;

ПЭ, САР – промежуточные элементы согласования характеристик

управления агрегатами и их системами автоматического регулирования в

интересах стабилизации частоты вращения валов, параметров выходного

напряжения и частоты переменного тока на уровне 208 В 400 Гц в точке

генерирования, часть из которых также серийно выпускается;

ИАЭ – инерционный аккумулятор энергии оригинального исполне-

ния. В варианте, предлагаемом в статье для исследовательских целей, ИАЭ

может быть применен в простейшей конфигурации. В последующем испол-

нении будут использованы, в том числе, решения, предложенные в [4].

Именно эта разработка содержит большинство ключевых элементов унифи-

кации по принципам построения энергомодулей для мобильных, перемеща-

емых и стационарных объектов.

43

Рисунок 1 – Обобщенная структурная схема «тяжелого» унифицированного

электроэнергетического модуля

Техническими результатами, достигаемыми предлагаемым инерцион-

ным (маховичным) энергомодулем, и в упрощенном исполнении, а тем бо-

лее и в исполнении текущих вариантов модернизации, являются:

- уменьшение потребной мощности приводного двигателя за счет ком-

пенсации пиковых нагрузок введенным в схему энергомодуля маховичным

(инерционным) аккумулятором энергии упрощенного исполнения;

- обеспечивается оптимизация параметров вырабатываемой энергии

за счет применения в составе энергомодуля оригинальной системы регули-

рования, которая также, в соответствии с научно-организационным замыс-

лом, может модернизироваться;

- аналогично обеспечивается прогнозируемая надежность функциони-

рования энергомодуля, достигаемая за счет применения в его составе, по-

следовательно модернизируемой до уровня оригинальной, системы диагно-

стирования;

- эффективная защита потребителей вырабатываемой энергомодулем

энергии и самого модуля также аналогично обеспечивается за счет приме-

нения последовательно усложняемой по результатам опытной эксплуатации

оригинальной системы защиты;

- проблема унификации решается и обеспечивается возможностью

гибкого варьирования вариантов архитектурного построения автоматизиро-

ванных электроэнергетических систем летательных аппаратов, аэродромов

44

и других, аналогичных по функциональным признакам, объектов общего и

специального назначения за счет использования в составе предлагаемого

энергомодуля, последовательно модернизируемой до уровня оригинальной,

системы управления.

Таким образом, можно считать доказанным тот факт, что предложен-

ная обобщенная структурно-функциональная схема энергомодуля, пред-

ставленная на рисунке 1, в полном объеме позволяет использовать возмож-

ности стоящих на вооружении аэродромных электроэнергетических и гид-

равлических агрегатов, бортовых электроэнергетических и гидравлических

систем летательных аппаратов и обеспечивает их перспективную модерни-

зацию.


1 Токарский А.Н., Казаков Е.Б. «Исследование проблемы применимо-

сти инерционных аккумуляторов в составе энергетических систем аэро-

дромного обеспечения полетов». Сб. научно-методических материалов.

Вып 27. Воронеж: ВВАИИ, 2004. С. 161–166.

2 Токарский А.Н., Казаков Е.Б. Принцип построения унифицирован-

ного электроэнергетического модуля. Сб. статей ВВВАИУ (ВИ), 2005. С.

205–210.

3 Отчет о НИР «Исследование проблемы формирования экологически

оптимизированного энергомодуля перспективной электроэнергетической

системы военного аэродрома», шифр «Энергия», Воронежское ВВАИУ,

2005. 180 с.

4 Токарский А.Н., Виноградов Н.П., Князев С.И. Унифицированный

насос многоцелевого назначения. Сб. статей по материалам докладов II Все-

российской научно-технической конференции 15-16 марта 2016 г. ВУНЦ

ВВС «ВВА», г. Воронеж. С. 61–66.

5 Токарский А.Н. Дифференциальные и разностные уравнения неко-

торых практических алгоритмов оценивания координат корреляционно-экс-

тремальными системами. Научно-методические материалы по проектирова-

нию систем. Сб. статей под ред. Бондарос Ю.Г. Изд. ВВИА имени проф.

Н.Е. Жуковского, г. Москва, 1980. С. 14–20.

6 Токарский А.Н., Бочаров А.С., Токарев Д.А. Математический аппа-

рат для исследования динамических процессов при функционировании

электроэнергетических комплексов. Сб. статей по материалам докладов IV

Всероссийской НПК «Авиатор», 16-17 февраля 2017 г., г. Воронеж, ВУНЦ

ВВС «ВВА», 2017. С. 121–127.

45

РАЗДЕЛ 2

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

АВИАЦИОННЫХ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ

УДК 582.87

Ю.Г. ВЕСЕЛОВ1, А.С. ОСТРОВСКИЙ1, О.В. ВЛАДЫЧЕНКО2,

А.Ю. САВЧЕНКО3 1Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана (г. Москва) 2Московский политехнический университет (г. Москва) 3ВУНЦ ВВС «ВВА им. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

СПОСОБ КОРРЕКЦИИ КРИВИЗНЫ ПОЛЯ ПРИЕМНИКА

ИЗЛУЧЕНИЯ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ

При решении ряда задач, связанных с применением оптико-электрон-

ных систем, возникает необходимость определения координат объектов по

изображениям, формируемым этими системами. При формировании изоб-

ражении с использованием сферических линзовых конструкций – объекти-

вов – возникает ряд т.н. фотограмметрических искажений, выражающихся

в кривизне поля приемника излучения и приводящих к неправильному вос-

произведению геометрических характеристик фоноцелевой обстановки.

Опыт определения координат объектов по изображениям таких систем по-

казывает, что отсутствие коррекции указанных искажений приводит к

ошибкам до 30 пикселов на изображении или свыше 10 метров на местно-

сти.

Для коррекции получаемых оптико-электронной системой изображе-

ний необходимо оценить такую характеристику, как кривизна поля прием-

ника излучения [1]. Выражается эта характеристика тем, что пространствен-

ные прямые изображаются в фокальной плоскости объектива кривыми ли-

ниями. Основное влияние на эту характеристику оказывают дисторсия объ-

ектива, вызванная использованием сферических линз (особенно актуально

для широкоугольных объективов) и выраженная появлением симметричных

искажений изображения и изменению его масштаба, а также несовершен-

ство технологий изготовления этих линз, приводящее к появлению ассимет-

ричных искажений.

В связи с тем, что указанные причины появления кривизны субъек-

тивны для различных оптико-электронных систем, для ее коррекции необ-

ходимо проводить испытания, направленные на получение коэффициентов

кривизны каждой исследуемой оптико-электронной системы. При этом воз-

никает необходимость выполнения указанных испытаний, в том числе, при

46

условии отсутствия сведений о параметрах системы (фокусное расстояние,

размер элемента приемника излучения). В этом случае невозможно точно

восстановить истинный масштаб формируемого изображения.

В докладе рассматривается предложенный авторами тестовый объект,

а также 2 методики коррекции кривизны поля приемника излучения оптико-

электронных систем. Одна из этих методик должна обеспечивать восстанов-

ление истинного масштаба изображения при наличии исходных данных о

параметрах системы и условиях съемки, другая – должна обеспечивать кор-

рекцию изображения при отсутствии сведений об исследуемой системе

(только по изображению).

Результаты применения методик иллюстрируются рисунками 1, 2, где

представлено исходное изображение тестового объекта и результат его кор-

рекции, соответственно.

Рисунок 1 – Пример исходного изображения оптико-электронной системы

Рисунок 2 – Результат коррекции изображения без сегментации

47

Применение предложенных методик коррекции изображении позво-

лит повысить эффективность применения оптико-электронных систем пу-

тем более точного определения координат объектов на изображении.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ, гранты № 16-

08-00311а, № 18-08-00486а.


1 Коваленко В.П. Фотограмметрическая обработка материалов ви-

довых средств воздушной разведки. М.: ВВИА, 2003.

УДК 004.932.4

С.А. КАРПОВ, Е.А. САМОЙЛИН ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АЛГОРИТМ АДАПТИВНОГО ВЫДЕЛЕНИЯ КОНТУРОВ

ЗАШУМЛЕННЫХ ИЗОБРАЖЕНИЙ В ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫХ КОМПЛЕКСАХ ВОЗДУШНОГО КОНТРОЛЯ

Конечной целью оптико-электронного наблюдения является обнару-

жение объектов и их анализ. Поскольку именно контур объекта несет всю

информацию о нем, то для лучшего восприятия используют различные ал-

горитмы оконтуривания объектов на изображении [1, 2].

Мониторинг районов с помощью оптико-электронных комплексов в

большинстве случаев ведется в сложных условиях. Сложные условия свя-

заны с наличием различного рода шумов [3]. Они возникают в результате

изменения температуры, влажности, давления, воздействия различного рода

вибраций, электромагнитных наводок в цепях электропитания и шумов са-

мого приемника излучения. Появляются помехи, характерные для условий

предельной освещенности (как при очень ярком свете, так и в условиях сла-

бой освещенности) в условиях тумана, облачности и т.п. Немаловажным

фактором, который нельзя исключать, является возможность применения

противником различных средств противодействия (создания искусственной

дымки, туманов и т.п.) [1, 3] Все указанные шумы описываются аддитивным

законом, а спектр этих шумов является равномерным. Поэтому результиру-

ющий шум на изображении получается путем сложения всех помех и в об-

щем виде может быть представлен аддитивным гауссовским шумом (АГШ),

при этом выделение контуров на его фоне будет осуществляться с ошиб-

ками. В настоящее время известен алгоритм адаптации масок для случая ап-

пликативных импульсных помех на изображении [4].

48

Целью работы является повышение качества выделения контура на

фоне аддитивного гауссовского шума.

В докладе показан алгоритм выделения контура с изменением значе-

ний коэффициентов градиентных масок, которые будут зависеть от значе-

ния амплитуды шума. Для оценки амплитуды шума вычисляется матрица

среднеквадратического отклонения (СКО) шума. При этом каждый коэффи-

циент градиентной маски находится в зависимости от полученной матрицы

СКО шума в точке ji, рассчитываемого контура. Таким образом, при отсут-

ствии шума на изображении коэффициенты масок будут одинаковы и равны

единице, что приведет к классическому оператору Превитта. При наличии

АГШ на изображении вклад полученных масок в контур в некоторой коор-

динате ji, будет обратно пропорционален величине СКО помех в данной

точке.

Результаты вычислительных исследований по сопоставлению эффек-

тивности выделения контура с помощью известных и адаптивных масок

представлены на рисунке 1.

а) б) в)

Рисунок 1 – Результат выделения контуров из изображения на фоне аддитивного

гауссовского шума

а) зашумленное изображение; б) результат выделения контура известными масками

Превитта; в) результат выделения контура с использованием предложенного адаптив-

ного алгоритма

Из рисунка 1 видно, что качество выделения контура на фоне АГШ с

помощью предложенного алгоритма более высокое по сравнению с извест-

ным [5] оператором Превитта. Как показали результаты численных иссле-

дований, предложенный алгоритм адаптивного выделения контуров зашум-

ленных изображений может быть использован в современных комплексах

оптико-электронного контроля.


1 Краснов А.М. Оптико-электронные системы авиационного воору-

жения: учебник для слушателей и курсантов ВВУЗов ВВС. М.: Изд. ВВИА

им. проф. Н.Е. Жуковского, 2007. 1272 с.

49

2 Местецкий Л.М. Непрерывная морфология бинарных изображений:

фигуры, скелеты, циркуляры. М.: Физматлит, 2009. 288 с.

3 Самойлин Е.А., Пантюхин М.А. Алгоритм распознавания объектов

на основе кластеризации векторов в пространстве коэффициентов аффин-

ных преобразований // Оптический журнал. 2017. Т. 84. № 5. С. 29-37.

4 Пантюхин М.А., Самойлин Е.А., Беляев Р.В., Нагалин А.В. Способ

пространственной адаптации градиентных масок для оконтуривания объек-

тов на зашумленных изображениях // Радиотехника. 2016. № 32. С. 24-29.

5 Гонсалес Р., Вудс Р. Цифровая обработка изображений. М.: Техно-

сфера, 2012. 1104 с.

УДК 629.7.054:621.396.967:621.378.1

Н.Ф. КОЩАВЦЕВ, С.А. ПОКОТИЛО, А.П. ТОЛОЧЕНКО ОАО "НТП "Авиатест", г. Ростов-на-Дону

МЕТОДЫ ЗАЩИТЫ ПРИЕМНИКОВ СИСТЕМ НАБЛЮДЕНИЯ

ОТ ПОМЕХ

Стратегия развития и применения приемников ночных каналов си-

стем наблюдения и оптической связи, к которым относятся приборы ноч-

ного видения (ПНВ) и тепловизионные приемники, в условиях оптических

помех основана на глубокой модернизации существующих и на создании

новых ПНВ и тепловизионных приемников на базе последних достижений

науки и техники и принципиально новых технических решений. Она вклю-

чает в себя три направления:

1. Создание ПНВ на базе электронно-оптических преобразователей

(ЭОП) с импульсным источником питания. При использовании таких ЭОП

можно наблюдать внешнюю обстановку носителя аппаратуры (воздушного

судна или наземного транспортного средства) без адаптации бортового

светотехнического оборудования (СТО) к работе ПНВ в диапазоне

изменения освещенности от 10-5 до 105 лк. Следовательно, ПНВ будут

сохранять работоспособность при воздействии световых помех до величин

105 лк.

2. Применение импульсных ПНВ, работающих синхронно, но в

противофазе, со светодиодным бортовым СТО. Возможность работы

системы «Импульсный ПНВ – импульсное СТО» основана на

инерционности зрения человека и люминофора ЭОП. При этом и ПНВ, и

СТО работают в импульсном режиме, но в противофазе, что исключает

световые помехи работе ПНВ и обеспечивает повышенную комфортность

условий наблюдения, увеличение дальности видимости, а также

возможность организации помехозащищенного канала связи (например,

50

вертолет–вертолет и/или вертолет–земля) и измерения дальности до

наблюдаемых объектов.

3. Модернизация ПНВ с целью увеличения поля зрения,

разрешающей способности, чувствительности, наработки на отказ,

уменьшения массы и введения независимых установок монокуляров по базе

глаз. Для защиты ПНВ от оптических помех применяют оптические

фильтры из электрохромных материалов с электрически управляемым

коэффициентом пропускания.

Применение описанных способов и устройств защиты приборов ноч-

ного видения, используемых в качестве приемников ночных каналов систем

наблюдения и оптической связи от оптических помех позволяет суще-

ственно повысить их помехозащищённость в реальных условиях примене-

ния, а в некоторых случаях обеспечить и полную независимость каналов оп-

тической связи и наблюдения от мощных оптических вспышек.

УДК 629.7.066(07)

Е.А. ЛЕВШИН, Д.О. ДЕДУШЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

МЕТОД ПОИСКА ПОДВОДНЫХ ОБЪЕКТОВ ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫМИ СИСТЕМАМИ ВОЗДУШНОЙ РАЗВЕДКИ

Современные технологии позволяют достаточно точно зафиксировать

факт нахождения подводного объекта в заданной акватории и определить

его координаты. Как правило используется целый комплекс методов,

компенсирующих недостатки друг друга. Пассивный метод обнаружения

шумов, например, не позволяет определить расстояние до объекта, а эхо-

локация, как известно, имеет ограничения в дальности действия, к тому же

подводные объекты покрываются специальным составом, имеющим

свойство уменьшать отражение звуковых волн.

Значимую роль при обнаружении объектов играет воздушная

разведка. Магнитометрия позволяет зафиксировать магнитное поле

подводного объекта, но не обеспечивает должную дальность обнаружения.

Воздушному судну приходится лететь низко над водой и фиксировать

только объекты, находящиеся близко с поверхностью. Радиолокация

позволяет с высокой точностью определять координаты только надводных

объектов.

Современный этап развития подводных объектов характеризуется

широким использованием новых технологий, которые позволяют снизить

заметность (шум двигателя) более чем в 10 раз. При этом для уменьшения

51

вероятности фиксирования другими методами (например,

магнитометрическим) подводному объекту достаточно уйти на глубину. Эти

факты обусловливают необходимость совершенствования методов поиска

подводных объектов.

Ориентируясь на современные разработки в области лазерных

технологий, решение задачи позиционирования подводного объекта можно

осуществить в соответствии с методом поиска, представленном на

рисунке 1.

В качестве носителя средств разведки может быть использован

беспилотный летательный аппарат (БПЛА), на фюзеляже которого

установлена лазерная система воздушной разведки (ЛСВР) видимого

диапазона длин волн, включающая приемную и излучающую части. Из всей

номенклатуры технических средств воздушной разведки ЛСВР обладает

рядом достоинств по сравнению с другими средствами за счет возможности

проведения разведки с использованием лазерного источника.

Принцип работы ЛСВР заключается в следующем. Мощное лазерное

излучение падает на границу раздела двух сред под прямым углом, в связи

с чем угол преломления практически равен нулю. В реальных условиях

водная поверхность далеко не всегда находится в спокойном состоянии.

Соответственно лазерный луч зачастую не будет падать на воду под прямым

углом, что приведет к появлению угла преломления. Данный угол возможно

учесть и рассчитать, однако в этих условиях целесообразно ввести

ограничения, накладывающие запрет на ведение разведки при сильном

ветре.

Рисунок 1 – Метод поиска подводных объектов оптико-электронными системами

воздушной разведки

52

Подводный объект имеет коэффициент отражения отличный от

морского дна. Наличие контраста позволяет зафиксировать факт

нахождения объекта в толще воды. Системы навигации позволяют

достаточно точно определить местоположение воздушного судна в

пространстве. Отталкиваясь от положения БПЛА и подсвета лазерным

излучением водной поверхности под прямым углом проводится привязка

координат БПЛА X1 и Z1 с подводным объектом. Глубина объекта

(координата Y2) определяется с помощью измерений различных

параметров (светового потока и времени, за которое лазерный луч

возвращается на приемную часть).

Таким образом, метод поиска подводных объектов оптико-

электронными системами воздушной разведки позволяет обеспечить

обнаружение и определение координат подводных объектов.

УДК 629.7.066(07)

Е.А. ЛЕВШИН, Д.Ю. СВЕРЧКОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОЦЕНКА ОБНАРУЖИТЕЛЬНОЙ СПОСОБНОСТИ ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНОЙ РАЗВЕДКИ В

РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ ФОНОЦЕЛЕВОЙ И ПОМЕХОВОЙ

ОБСТАНОВКИ

Оптико-электронная разведка в настоящее время и в перспективе

остается одним из основных видов общевойсковой разведки. Оптико-

электронные системы (ОЭС), реализующие оптические методы и

получающие информацию о различных параметрах объектов разведки,

являются доминантными в современных и будущих средствах вооружения

и военной техники и постоянно совершенствуются. К современным оптико-

электронным системам предъявляются высокие требования по обеспечению

их помехоустойчивости от пассивных и активных организованных помех,

применяемых зарубежными комплексами и средствами радиоэлектронной

борьбы. Это обусловливает необходимость развития специализированной

испытательной базы для оценки обнаружительной способности систем

оптико-электронной разведки в части проверки на соответствие

требованиям тактико-технического задания по обеспечению их

помехоустойчивости при проведении предварительных и

межведомственных испытаний.

53

В целях решения задач развития указанной выше испытательной

базы, таких как повышение достоверности и информативности результатов

испытаний, адекватное воспроизведение прогнозируемых типовых условий

боевого применения испытываемых образцов, расширение

функциональных возможностей системы испытаний, может быть применен

метод полунатурного моделирования. Этот метод был реализован в

аппаратно-программном комплексе (АПК) для оценки обнаружительной

способности оптико-электронных систем разведки замаскированных

одиночных объектов по информационным показателям – статистическим

характеристикам величины контраста и вероятности обнаружения объекта

в различных условиях фоноцелевой и помеховой обстановки (ФЦПО).

Для подтверждения адекватности полунатурного моделирования

аппаратно-программного комплекса при помощи его специального

программного обеспечения (СПО) были проведены исследования

обнаружительной способности оптико-электронных систем разведки

замаскированных одиночных объектов и анализ полученных результатов.

Следует отметить, что существенное влияние на обнаружительную

способность ОЭС разведки в условиях маскирующих помех оказывает

большое количество факторов: пространственная геометрия расположения

аэрозольной завесы (АЗ) относительно объекта разведки, момент

постановки АЗ, скорость и направление ветра и другие. Такое многообразие

факторов в сочетании с динамикой радиоэлектронного противодействия

обуславливает вид информационных показателей – статистических

характеристик величины контраста и вероятности обнаружения объекта в

зависимости от параметров моделируемой ситуации.

При моделировании в качестве предполагаемых объектов разведки

были выбраны:

малоразмерный объект типа боевая техника с габаритами до 3,5 м;

протяженный объект типа командный пункт с габаритами до 70 м.

По результатам моделирования методом статистических испытаний

эффективности применения ОЭС разведки на помехоустойчивость

определялись зависимости вероятности обнаружения малоразмерного

одиночного (рисунок 1) и протяженного (рисунок 2) объекта Робн от

значения контраста K и расстояния до данного объекта разведки H.

54

Рисунок 1 – Зависимости вероятности обнаружения малоразмерного объекта

от расстояния до него при различных значениях контраста

Рисунок 2 – Зависимости вероятности обнаружения протяженного объекта

от расстояния до него при различных значениях контраста

Оценка вероятности обнаружения малоразмерного (протяженного)

объекта ОЭС разведки проводилась по заранее экспериментально

полученным изображениям ФЦПО. По результатам эксперимента выявлены

значения контраста при полном скрытии объекта аэрозольным облаком,

которые не превышали величины К=0,2. При этом, минимальное из эти

значений контраста было К=0,1.

Анализ приведенных на рисунках 1 и 2 зависимостей вероятности

обнаружения малоразмерного одиночного (рисунок 1) и протяженного

(рисунок 2) объекта Робн от значения контраста K и расстояния до данного

объекта разведки H показал следующее. Для малоразмерных объектов

минимальное расстояние, при котором выполняется условие Робн>0,8

K=0,02

H, м

0 200 400 600 800

1000

PОБН

K=0,2

K=0,1

K=0,02

H, м

0 2000 4000 6000 8000

10000

PОБН

K=0,2

K=0,1

55

составляет 250 м для значения К=0,02 и 340 м для значения К=0,1. Для

протяженных объектов вероятность их обнаружения ОЭС Робн>0,8

достигается при К=0,02 уже на расстоянии 5000 м, при К=0,1 – на

расстоянии 6800 м.

Оценка обнаружительной способности ОЭС разведки в различных

условиях фоноцелевой и помеховой обстановки показала хорошую

сходимость результатов полунатурного моделирования на аппаратно-

программном комплексе и данных натурного эксперимента [1]

(погрешность составляет порядка ± 10%).

Таким образом, подтвердилась адекватность полунатурного

моделирования аппаратно-программного комплекса, что дает возможность

дальнейшего проведения на нем более сложных экспериментальных

исследований в рамках испытаний разрабатываемых и совершенствуемых

ОЭС воздушной разведки.


1 Молчанов А.С. Иконические системы воздушной разведки. Основы

построения, оценка качества и их применение в комплексах с БЛА.

Учебник. Волгоград: Панорама, 2017. 216 с.

УДК 629.7.066(07)

Е.А. ЛЕВШИН, Д.Ю. СВЕРЧКОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ АППАРАТНО-

ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА ОЦЕНКИ ВЕРОЯТНОСТИ

ОБНАРУЖЕНИЯ ОБЪЕКТА

Воздушная разведка (ВР) является видом боевой деятельности авиации

по добыванию данных о противнике, местности и погоде, необходимых для

обеспечения командиров и штабов при организации боевых действий.

Характер вооруженной борьбы в современной войне ставит перед ВР сложные

и многогранные задачи, предъявляет к ней высокие требования и

обусловливает новые тенденции ее развития.

Это обуславливает необходимость развития системы испытаний

отечественных систем ВР в части проверки на соответствие требованиям

тактико-технического задания по оценке их обнаружительной способности

в различных условиях фоноцелевой и помеховой обстановки (ФЦПО).

При этом новые методы и средства испытаний должны обеспечивать [1-2]:

56

оценку обнаружительной способности систем ВР в различных усло-

виях ФЦПО;

решение задач применения систем ВР в динамике радиоэлектронного

противодействия;

всесторонний мониторинг процессов, происходящих в систем ВР при

воздействии различных видов организованных помех;

автоматизированный сбор, анализ результатов моделирования.

Поэтому совершенствование системы испытаний систем ВР должна

осуществляться за счет разработки аппаратно-программного комплекса

(АПК) полунатурного моделирования со специальным программным обеспе-

чением для оценки обнаружительной способности систем ВР в различных

условиях ФЦПО.

Отличительной особенностью программного обеспечения АПК явля-

ется возможность синтезирования методом компьютерной графики условий

распространения оптического излучения, изменяющимися дискретно во вре-

мени согласно заданного алгоритма формирования новых изображений

ФЦПО. Для этого используется программа разработки двух- и трехмерных

компьютерных приложений Unity3D. Данная программа имеет простой ин-

терфейс, который позволяет проводить отладку создаваемых приложений

прямо в редакторе. Программа Unity3D поддерживает три языка програм-

мирования: C#, JavaScript и Boo.

В программном обеспечении (ПО) АПК фоноцелевая и помеховая об-

становка формируется следующим образом. В программе Unity3D создается

так называемая сцена (scene), которая представляет собой виртуальное 3D-

пространство, подобное пространству в программах для 3D-моделирования.

Встроенный редактор ландшафта позволяет моделировать земную поверх-

ность (terrain), благодаря чему можно создать трехмерную модель любого

типа местности. Имеется возможность добавлять на сцену объекты, постро-

енные в различных редакторах компьютерной графики, например, 3D MAX.

Также можно добавлять источники освещения сцены.

Для каждого добавленного на сцену объекта пишется отдельная про-

грамма (script), где задаются такие параметры, как положение, ориентация

и размер объекта, а также некоторые другие параметры, например, скорость

движения объекта. Захват и отображение создаваемой сцены на экране осу-

ществляется с использованием стандартного объекта Unity3D под назва-

нием камера (camera), положение, ориентацию и угол обзора которой также

можно менять в программе. Камера используется для имитации движения

летательного аппарата за счет передачи ей координат траектории полета.

Приложение, созданное в программе Unity3D, используется непосред-

ственно для отображения ФЦПО на экране монитора электронно-вычисли-

тельной машины. При этом расчет контраста объекта и вероятности его об-

наружения от времени осуществляется с помощью компьютерной модели,

57

созданной в среде разработки C++ Builder. Данная среда программирова-

ния, благодаря встроенным библиотекам математических функций, позво-

ляет создавать программы для достаточно объемных расчетов и за счет

встроенного визуального редактора формировать профессиональный пользо-

вательский интерфейс.

На экран монитора электронно-вычислительной машины выводится

соответствующая ФЦПО, которая может содержать не только беспомехо-

вую обстановку, но различные условия маскировки объекта разведки. По

сформированным изображениям ФЦПО в компьютерной модели осуществ-

ляется оценка вероятности обнаружения объекта ОЭС разведки. Программа

рассчитывает контраст между объектом разведки и окружающим его фо-

ном, сравнивая значения яркости выбранной точки со значениями яркостей

точек, расположенных на некотором расстоянии вокруг нее. По получен-

ному контрасту в компьютерной модели ПО определяется значение вероят-

ности обнаружения объекта разведки. Зависимость вероятности обнаруже-

ния одиночного объекта от времени поиска на фоне, свободном от шумов,

имеет вид:

Tобн eP 1 , (1)

где T – время обнаружения; α – коэффициент, зависящий от контраста и пло-

щади изображения объекта разведки на экране.

Исходя из ранее выполненных исследований и по результатам полигон-

ных испытаний [3] коэффициент α, зависящий от контраста и площади изоб-

ражения объекта на экране, рассчитывается как:

2lg6,16,53,4lg K , (2)

где K=(LO – LФ)/max(LO, LФ) – контраст одиночного объекта разведки отно-

сительно фона; LO, LФ – яркости изображения объекта разведки и фона соот-

ветственно; γ/ – угловой размер изображения объекта на экране.

В свою очередь угловой размер находится следующим образом:

H

Darctg

2

60360

, (3)

где D – диаметр объекта, H – расстояние (высота) до объекта разведки.

Полученные показатели эффективности систем ВР выводятся в число-

вом формате в соответствующие поля графического интерфейса компьютер-

ной модели, внешний вид панели которого приведен на рисунке 1.

58

Рисунок 1 – Внешний вид панели интерфейса компьютерной модели

Таким образом, программное обеспечение аппаратно-программного

комплекса полунатурного моделирования позволяет оценивать показатели

эффективности ОЭС разведки наземного объекта как в простых, так и в

сложных условиях ФЦПО.


1 Молчанов А.С. Иконические системы воздушной разведки. Основы

построения, оценка качества и их применение в комплексах с БЛА. Учеб-

ник. Волгоград: Панорама, 2017. 216 с.

2. Курляндчик А.П., Артюх А.С., Рымов А.И., Болдинов А.И. Прин-

ципы построения бортовых оптико-электронных комплексов воздушных су-

дов. Учебное пособие. Воронеж: Издательско-полиграфический центр

«Научная книга», 2013. 237 с.

3. Мирошников М.М. Теоретические основы оптико-электронных прибо-

ров. Учебное пособие. Л: Машиностроение, 1983. 696 с.

59

УДК 621.37

А.Н. ПОСКРЕБЫШЕВ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ВОЗМОЖНОСТИ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ УПРАВЛЯЕМЫХ

СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ ПО ПРЕОДОЛЕНИЮ

КОМПЛЕКСОВ НЕСТРАТЕГИЧЕСКОЙ

ПРОТИВОРАКЕТНОЙ ОБОРОНЫ

Опыт вооруженных конфликтов последних лет показывает, что современные реактивные системы залпового огня (РСЗО) представляют собой один из ключевых видов вооружения, способный обеспечить огневое превосходство с последующим завоеванием и удержанием инициативы на поле боя [1].

С конца прошлого века развитие РСЗО идет по пути увеличения даль-ности и повышения точности стрельбы; повышения огневой производитель-ности; расширения круга решаемых задач, а также повышения мобильности и боевой готовности.

Увеличение дальности стрельбы осуществляется за счет увеличения калибра реактивных снарядов, применения новых видов высокоэнергетиче-ских смесей ракетного топлива, а также облегчения головных частей.

Повышение точности стрельбы достигается за счет оснащения боевых частей реактивных снарядов спутниковой системой коррекциии оснащения кассетных головных частей самонаводящимися и самоприцеливающимися элементами [1].

С появлением РСЗО большой дальности (БД) реактивные системы приблизились по своим возможностям к тактическим баллистическим раке-там при существенно меньшей стоимости и более высокой огневой произ-водительности.

Обсуждая боевую эффективность РСЗО БД, как и других управляемых средств поражения с баллистическими и аэробаллистическими траекториями полета следует иметь в виду возможные ответные действия противника, которые могут предприниматься для минимизации наносимого ущерба. Речь, прежде всего, идет о развертывании в ряде государств системы нестратегической противоракетной обороны (ПРО), предназначенной для защиты важных государственных и военных объектов от ударов баллистических ракет тактического и оперативно-тактического радиуса действия [2]. Таким образом, высокой актуальностью характеризуется задача анализа возможностей управляемых реактивных снарядов (УРС) по преодолению комплексов нестратегической ПРО. Решение данной задачи подразумевает необходимость получения количественных показателей, характеризующих вероятность поражения УРС одиночной противоракетой

60

или нарядом из заданного количества противоракет, с привязкой к конкретным условиям боевого применения.

С учетом сложности исследуемой системы, наиболее рациональным способом оценки искомой вероятности является использование метода статистических испытаний (Монте-Карло). Он заключается в многократном воспроизведении на имитационных моделях процессов наведения противоракет на УРС с последующей статистической обработкой полученных результатов.

Результаты моделирования показывают, что УРС являются достаточно простыми целями для комплексов нестратегической ПРО, поражение которых обеспечивается с высокой вероятностью. Этоопреде-ляет особую актуальность решения задачи поиска путей повышения возможностей по преодолению УРС комплексов нестратегической ПРО.


1.Карякин Л.А. Проверенные боем Л.А. Карякин/ Арсенал Отечества. Москва, 2017. Вып. 2(27)

2. Аношкин И. М. Особенности организации нестратегической противоракетной обороны в вооруженных силах ведущих зарубежных стран/ И. М. Аношкин, Е. Ю. Краснов // Наука и военная безопасность. – Минск, 2008. Вып. 2 С. 54-60.

УДК 623.77

В.Н. САНИН1, Н.Н. ШАМШИН1, Е.Н. ГЛУЩЕНКО2 1ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 2ЦСИР АО «НТЦ РЭБ» (г. Воронеж).

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ТЕРМОЭЛЕКТРИЧЕСКИХ МОДУЛЕЙ ПРИ

СОЗДАНИИИ СРЕДСТВ МАСКИРОВКИ НАЗЕМНОЙ

ТЕХНИКИ В ИК ДИАПАЗОНЕ, ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ

ПРИМЕНЕНИЯ ДАННЫХ СРЕДСТВ ПРИ ЗАЩИТЕ ОБЪЕКТОВ

ОТ ПОРАЖЕНИЯ ВТО

Анализ патентно-информационного поиска, а также существующих в

настоящее время на вооружении войск средств маскировки указывают на их недостаточную эффективность при формировании требуемого для скрытия или имитации техники теплового контраста.

Предложено устройство формирования, требуемого для скрытия или имитации наземной техники теплового контраста, формирование которого осуществляется с учетом внешних условий наблюдения [1], способного вос-производить на поверхности маскировочных средств положительные или отрицательные температуры без значительных энергозатрат.

61

В основе предложенного устройства лежит принцип формирования теплового изображения на основе управления величиной нагрева или охла-ждения термоэлектрических модулей (ТЭМ). Данные модули способны плавно изменять температуру своей поверхности и формировать отрица-тельные либо положительные тепловые контрасты по отношению к фону [2]. Возможность плавного изменения температуры уровнем приложенного к ТЭМ току (напряжению) дает возможность формирования температуры выше или ниже окружающей среды, а так же возможности устранения де-маскирующих признаков объектов в ИК диапазоне за счет охлаждения участков поверхности наземной техники, имеющих интенсивное тепловое излучение.

Данное устройство применялась при скрытии полунатурной тепловой модели БМП-3 в диапазоне работы ИК ОЭС фирмы FLIR Systems, установ-ленных на разведывательно-ударных БЛА. Полунатурная модель наземной техники имитирует распределение теплового излучения соответствующих распределению излучения по поверхности реального объекта. Внешний вид устройства формирования тепловых контрастов и модели БМП-3 показан на рисунке 2а) и б) соответственно.

а) б) Рисунок 1 – Устройство (а) формирования теплового контраста, соответствую-

щие тепловому состоянию окружающего фона и модель БМП-3 (б), имитирующая не-однородные тепловые зоны ее поверхности

Для расчета эффективности применения средств маскировки на ос-нове ТЭМ при защите наземной техники от ВТО используется математиче-ская модель контуров самонаведения управляемых ракет, разведывательно-ударного БПЛА с тепловизионной ГСН (ТПВГСН).

В модели реализован корреляционный координатор, который явля-ется в настоящее время основным типом оптико-электронных измерителей пространственных координат целей по их изображениям, формируемым в видимой или в ИК областях спектра электромагнитных волн. Относитель-ное положение цели в корреляционных координаторах определяется на ос-нове совмещения ее текущего изображения с эталонным, записанным в па-мять координатора.

62

В результате моделирования наведения средств ВТО с ТПВГСН на тепловую модель объекта, имитирующую существующий образец БМП-3 было установлено, что вероятность поражения ложного объекта составила 0.87, а промах ВТО порядка 20 м. При этом, при использовании предлагае-мого устройства, компенсирующего несоответствие в тепловом излучение поверхности модели БМП-3 и фона, наблюдалось снижение вероятности по-ражения объекта, которая составила величину 0.4, а промах наведения ВТО увеличился и составил величину порядка 33 м.

Таким образом, применение ТЭМ при решении задач скрытия и ими-тации наземной техники показали эффективность их использования в каче-стве способов и средств противодействия разведывательным ОЭС ИК диа-пазона длин волн.


1 Иванов В.П., Курт В.И., Овсянников В.А., Филиппов В.Л. Модели-

рование и оценка современных тепловизионных приборов. Казань: Из-во ФНПЦ НПО ГИПО, 2006. 285 с.

2 Дульнев Г.Н. Тепло и массобмен в радиоэлектронной аппаратуре М.: Высш. шк., 1984. 247 с.

УДК 623.465.7

А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ Войсковая часть 15650 (г. Ахтубинск)

МНОГОУРОВНЕВЫЙ ПОДХОД К ПРОВЕДЕНИЮ АНАЛИЗА

РЕЗУЛЬТАТОВ МОДЕЛИРОВАНИЯ ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ

Проведение исследований характеристик оптико-электронных систем

самонаведения (ОЭССН) с применением технологий моделирования пред-

ставляет собой сложный и творческий процесс деятельности, требующий от

исследователя кроме специальных, предметных знаний в области оптотех-

ники, также и знаний методологии, средств и правил выполнения модель-

ных экспериментов.

Полученные по результатам моделирования ОЭССН данные должны

подвергаться тщательному анализу с последующей выдачей предложений

для уточнения или корректировки технической документации для дальней-

шего перехода к следующему этапу создания ОЭССН.

Анализ результатов моделирования по своей сути представляет собой

детальное сравнение полученных в процессе моделирование характеристик,

63

которые достигнуты на данном уровне создания объекта эксперимента, с за-

данными в техническом задании на его разработку.

Отличительным качеством анализа результатов моделирования

ОЭССН является многоуровневость, характеризуемая глубиной и полнотой

проводимого анализа, а также затраченной трудоемкостью.

На начальных уровнях проводится анализ относительно небольшого

количества основных характеристик (фокусное расстояние до цели, увели-

чение, положение изображения цели, значение аберраций и др.), получен-

ные значения которых с большой долей вероятности позволят исследова-

телю сделать вывод об их соответствии заданным требованиям к ОЭССН.

Последующие уровни включают в себя более глубокий и детальный

анализ полученных в результате моделирования данных, с расширением но-

менклатуры исследуемых характеристик.

Применение исследователями многоуровневого подхода к анализу ре-

зультатов моделирования наиболее целесообразно, так как позволяет уже на

начальных этапах определить, удовлетворяют ли полученные результаты

требованиям технического задания по значениям основных характеристик.

В случае отрицательного решения это позволяет добиться существенной

экономии ресурсов вычислительной техники и трудоемкости аналитика-ис-

следователя.

УДК 681.5.08

В.В. ШИПКО, И.Е. ШАРОНОВ, А.С. ХАНОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», (г. Воронеж)

МОДЕЛЬ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ, СКОРОСТИ И

НАПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ НАЗЕМНОЙ ЦЕЛИ ПО

УГЛОМЕРНЫМ ДАННЫМ ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННОЙ

ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОЙ СИСТЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО

АППАРАТА

Определение координат и параметров движения наземной цели (НЦ)

с борта летательного аппарата (ЛА) является неотъемлемой частью при

решении задач разведки, наведения высокоточного оружия,

информационного обеспечения радиоэлектронной борьбы и т.д. Известны

способы, определения координат и параметров движения наземных

объектов, основанные на радиолокационном принципе [1, 2]. Недостатком

радиолокационных методов является то, что они не всегда имеют полной

достоверности результатов измерения, т.к. одни и те же измерения могут

производиться до разных точек объекта или вообще для разных объектов,

что характерно для городских условий и высокой плотности объектов. К

64

тому же радиолокационные способы являются активными и носители

устройств реализующие такие способы могут быть легко обнаружены и

подавлены или уничтожены. Существуют способы пассивной

радиолокации радиоизлучающих объектов, реализуемые на основе

азимутально-угломерного, триангуляционного или кинематического

методов. Наиболее подробно математические модели и алгоритмы

реализации этих методов приведены в [1-3]. Основным недостатком

способов пассивной радиолокации является то, что они не применимы для

неизлучающих объектов, которыми в большинстве случаев и являются

объекты интереса (сухопутная и морская военная техника, автотранспорт,

люди). Поэтому актуальна задача повышения помехоустойчивости,

точности и скрытности определения координат и параметров движения НЦ,

а также снижения массы и потребляемой мощности бортового

оборудования ЛА. Одним из возможных направлений пассивного определения коорди-

нат и параметров движения НЦ является использование подвижной по ази-муту и углу места оптико-электронной системы (ОЭС) на базе гиростабили-зированной платформы типа «шар», включающая в свой состав тепловизи-онный канал, телевизионный канал (видеокамера), а также многофункцио-нальный блок цифровой обработки изображений [4-6]. Такие ОЭС имеют широкий диапазон углов разворота по азимуту, и углу места, а также высо-кую скорость перемещения линии визирования (ЛВ). Современные ОЭС позволяют получать качественные и устойчивые изображения в любое время суток в условиях ограниченной видимости, а также производить ав-томатический захват и сопровождение с измерением текущего азимута и угла места НЦ. При этом возможно измерение геометрической наклонной и горизонтальной дальности до НЦ.

Целью работы является снижение массогабаритных и электроэнерге-тических затрат бортового оборудования ЛА, а также повышение помехо-устойчивости, скрытности и точности определения координат и параметров движения НЦ с помощью бортовой ОЭС ЛА.

Рассмотрим модель определения координат, скорости и направления движения НЦ с помощью ОЭС ЛА.

В полете обнаруживают заданную НЦ бортовой ОЭС ЛА. Выполняют захват НЦ: находят центр изображения НЦ на видеокадре, фиксируют ЛВ ОЭС так, чтобы центр изображения НЦ совпадал с центром видеокадра. Далее выполняется сопровождение НЦ. Обозначим точками , положе-

ние центра масс ЛА, а точками , положение центра НЦ в моменты вре-

мени и . Система координат является связанной системой коорди-

нат ЛА [9]. Система координат является подобием нормальной зем-ной системы координат: ось направлена вверх по местной вертикали (противоположно направлению силы тяжести в точке O), ось является проекцией оси на горизонтальную плоскость, ось перпендикулярна

1A 2A

1B 2B

1t 2t OXYZ

OX Y Z

OY

OX

OX OZ

65

оси и вместе они образуют правостороннюю систему координат. Соот-ветственно проекции точек , на плоскость :

. Проекции точки определяют начало системы

координат , а проекции точки определяют земное расстояние

пролета ЛА за время . При этом для определения геометрической го-

ризонтальной дальности по угломерным данным гиростабилизированной ОЭС целесообразно измерение продольной и поперечной составляющих угла места.

Таким образом, для определения скорости и направления движения НЦ необходимо найти координаты и расстояние между точ-

ками и . Для этого в моменты времени и определяют: 1) углы

в плоскости между ЛВ1, ЛВ2 и продольной осью ЛА; 2) углы в

плоскости между ЛВ1, ЛВ2 и поперечной осью ЛА; 3) углы в плос-

кости между поперечной осью ЛА и вертикалью; 4) углы в плос-

кости между ЛВ1, ЛВ2 и продольной осью ЛА; 5) углы в плоско-

сти между продольной осью ЛА и вертикалью; 6) высоту полета

ЛА над рельефом местности; 7) расстояние пролета ЛА за интервал вре-

мени . На основе полученных измерений вычисляют: 1) углы в плоскости

между ЛВ1, ЛВ2 и вертикалью; 2) углы в плоскости между

ЛВ1, ЛВ2 и вертикалью; 3) горизонтальные дальности до НЦ; 4) коорди-

наты и точек и в плоскости в зависимости от значе-

ний углов и решая прямоугольные треугольники по разработанному ал-

горитму; 5) расстояние пройденное НЦ за время ; 6) скорость НЦ; 7) направление движение НЦ относительно линии пути ЛА, характеризующе-еся углом отсчитываемым по часовой стрелке.

Таким образом, представленная модель обеспечивает пассивное ди-станционное определение координат НЦ, а также его параметров движения с помощью ОЭС ЛА. В частности, в предлагаемой модели не требуется до-плеровский измеритель скорости или другое дополнительное оборудование, в результате чего существенно уменьшается стоимость и масса оборудова-ния, устанавливаемого на ЛА, а также затраты потребляемой этим оборудо-ванием энергии бортового источника электроэнергии, чем и достигается цель работы.


1 Белоцерковский Г.Б. Основы радиолокации и радиолокационные

устройства. М.: Советское радио, 1975. 336 с.

OX

1A 2A X OZ

A1 A1 A2 A A20, 0, , 0x z x S z 1A

OX Y Z 2A AS

2 1t t t

B1 B1 B2 B2, , , x z x z BS

1B 2B 1t 2t 1,2

X OZ 1,2

z

Y OZ 1,2

z

Y OZ 1,2

x

Y OX 1,2

x

Y OX 1,2H

AS

t

1,2

z

Y OZ 1,2

x Y OX

г1,2D

B1 B1, x z B2 B2, x z 1B 2B X OZ

1 2

t

B

66

2 Радиолокационные системы воздушной разведки, дешифрирование радиолокационных изображений. Под ред. Л.А. Школьного. М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2008. 531 с.

3 Дрогалин В.В., Дудник П.И., Канащенков А.И. и др. Определение координат и параметров движения источников радиоизлучения по угломер-ным данным в однопозиционных бортовых радиолокационных системax // Зарубежная радиоэлектроника. Успехи современной радиоэлектроники. 2002. № 3. С. 64–93.

4 Системы оптического наблюдения: Режим доступа: World Wide Web. URL: http: // www.uomz.ru/ru/production/optical-observation-system.

5 Гиростабилизированные тепловизионные системы: Режим доступа: World Wide Web. URL: http: // www. m.pergam.ru/catalog/cctv/gyrostabilised/.

6 Гиростабилизированные подвесы: Режим доступа: World Wide Web. URL: http: // www.general-optics.ru/catalog/?SECTION_ID=15.

7 Пат. 2148795 Российская Федерация, МПК G01S13/18. Способ опре-деления дальности [Текст] / Григорьев В.Г., Григорьев Д.В., Григорьев В.В., заявитель и патентообладатель Григорьев В.Г., Григорьев Д.В., Григорьев В.В.; заявл. 22.02.1998; опубл. 10.07.1999.

8 Пат. 2148795 Российская Федерация, МПК G01S13/06. Способ опре-деления координат наземного объекта [Текст] / Григорьев В.Г., Григорьев Д.В., Григорьев В.В., заявитель и патентообладатель Григорьев В.Г., Григо-рьев Д.В., Григорьев В.В.; заявл. 28.03.2000; опубл. 20.05.2002.

9 Вавилов Ю.А. Системы автоматического управления полетом. М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского и Ю.А.Гагарина, 2009. 412 с.

УДК 355.469.34

А.В. ЮРКАНТОВИЧ, Ю.С.СЛИЖИКОВ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г.Минск, Республика Беларусь)

ОСНОВНЫЕ ПОДХОДЫ К РЕШЕНИЮ ЗАДАЧ ГРУППОВОГО

ПРИМЕНЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

В настоящее время широкое распространение получили беспилотные

летательные аппараты (далее БПЛА). Основными преимуществами исполь-

зования БПЛА являются универсальность, гибкость, относительно неболь-

шие эксплуатационные расходы и исключение человеческого фактора на

борту. На практике применяются одиночные БПЛА, однако очевидно, вы-

полнение группами БПЛА, значительно повысит эффективность выполне-

ния задач. Проанализировав групповое применение БЛЛА, можно выделить

положительные стороны, которыми будет обладать группа БПЛА по срав-

нению с использованием одного БПЛА:

http://www.general-optics.ru/catalog/?SECTION_ID=15

67

большее множество стратегий;

более высокая вероятность выполнения поставленной задачи;

более эффективное решение задач;

выигрыш во времени;

возможность постановки различных задач для участников группы

БПЛА.

В основе применения группы БПЛА лежит взаимодействие её элемен-

тов, для которых характерно полное соответствие их действий поставлен-

ным перед ними задачам. Одной из главных целей является распределение

задач, которые возлагаются на тот или иной БПЛА. Для эффективного при-

менения группы БПЛА, ею необходимо эффективно управлять.

Основными подходами к решению задач управления группой явля-

ются мультиагентное управление и централизованная иерархическая си-

стема управления.

В основе мультиагентного управления лежит понятие «агента», про-

граммного объекта, способного воспринимать ситуацию, принимать реше-

ния. Поиск решения при этом осуществляется как процесс переговоров этих

агентов между собой в целях определения оптимального способа организа-

ции. Данный метод имитирует принципы совместных действий группы

насекомых, которые могут обмениваться информацией и выполнять общую

задачу, пользуясь «коллективным разумом».

Достоинством мультиагентного управления является то, что взаимо-

связи между элементами системы, с одной стороны, могут быть достаточно

сильными, чтобы влиять на поведение друг друга, а с другой – оставляют

возможность для самостоятельного принятия решений при общем коллек-

тивном поведении.

Централизованная иерархическая система управления, при которой

связь с центральным устройством управления есть лишь у некоторых

БПЛА, каждый из которых передает команды аппаратам своей подгруппы,

причем дистанции между аппаратами подгруппы относительно невелики,

следовательно, и энергозатраты на такую передачу не столь существенны.

Положительными сторонами применения централизованной иерархи-

ческой системы управления является относительная простота и доступность

реализации. Данное утверждение подтверждается тем фактором, что разме-

щение бортовой интеллектуальной системы управления группы требуется

на центральном БПЛА, которая в свою очередь будет посылать команды на

другие БПЛА своей подгруппы.

Централизованную иерархическую систему управления по уровням

решения задач можно разделить на три уровня:

стратегический уровень (уровень планирования текущей задачи);

тактический уровень (уровень формирования траектории полета);

68

исполнительный уровень.

Задача стратегического уровня состоит в оперативном планировании

групповых действий летательных аппаратов с организацией их взаимопо-

мощи и разрешением возникающих конфликтов в выборе направления по-

лета во избежание столкновений БПЛА друг с другом.

Задачей тактического уровня является формирование траектории по-

лета по заданным координатам цели.

Исполнительный уровень – это уровень системы управления самим

БПЛА, в задачи которого входит поддержание или отработка задающих воз-

действий по таким сигналам, как направление, скорость, высота полета к

цели, управление целевой нагрузкой, выдерживание безопасного расстоя-

ния между членами группы.

Таким образом, можно сделать вывод, что для решения задачи орга-

низации группового полёта БПЛА необходимо разработать комплекс про-

грамм, предназначенных для решения практических задач группы БПЛА на

трёх уровнях: стратегический, тактический, исполнительный.


1 Стюарт Р. Искусственный интеллект. Современный подход М: Ви-

льямс, 2007. 1408 с.

69

РАЗДЕЛ 3

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИХ КОМПЛЕКСОВ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

УДК 629.746-519:629.7.05

А.М. АГЕЕВ, В.Г. БОНДАРЕВ, В.В. ПРОЦЕНКО, И.А. ФАТЕЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРОЕКТ СОЗДАНИЯ ИНФРАКРАСНОЙ СИСТЕМЫ

АВТОМАТИЧЕСКОЙ АВТОНОМНОЙ ПОСАДКИ

БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Одним из наиболее ответственных этапов применения беспилотных

летательных аппаратов является посадка на аэродромы, посадочные пло-

щадки, палубы авианесущих кораблей. Посадка во многом определяет так-

тические характеристики комплекса, с другой стороны характеризуется вы-

соким уровнем сложности и аварийности. Проблемы автоматизации по-

садки связаны со способами точного измерения положения самолета, кото-

рые на настоящий момент не лишены недостатков.

Опыт боевого применения комплексов с БПЛА в спецоперациях и во-

енных конфликтах последнего времени выявил существенные недостатки,

связанные, во-первых, с неавтономностью и уязвимостью спутниковых си-

стем навигации GPS и ГЛОНАСС, что часто приводит к срывам выполнения

боевой задачи, а в отдельных случаях – к невозможности посадить аппарат

и его потере, во-вторых, c невозможностью гарантированной посадки на не-

оборудованные аэродромы, посадочные площадки, участки автодорог. Это

существенно снижает потенциальные тактические возможности, делает не-

возможными отдельные виды операций.

Сравнительный анализ существующих систем посадки показывает,

что не все из них удовлетворяют требованиям по точности измерения коор-

динат, а системы, способные посадить самолет «в автомате» до высоты рав-

ной нулю, обладают существенной неавтономностью, а поэтому уязвимо-

стью.

Для решения указанных проблем предлагается проект автономной ин-

фракрасной системы автоматической посадки беспилотных летательных ап-

паратов на основе использования наземных лазерных ориентиров ближнего

ИК-диапазона и бортовой системы технического зрения [1].

70

Система предназначена для автоматической посадки БПЛА различ-

ного типа на слабооборудованные ВПП, посадочные площадки и в улавли-

вающие устройства, в сложных метеоусловиях, при потере сигнала СНС и

отказе штатного посадочного оборудования аэродрома. Отличается высо-

кой точностью, автономностью и помехозащищенностью, низким допусти-

мым метеоминимумом применения. Имеет низкие стоимостные и массога-

баритные характеристики; надежна, энергоэффективна и проста в эксплуа-

тации.

В состав системы входит: наземный сегмент, состоящий из трех ла-

зерных инфракрасных маяков, размещаемых вдоль ВПП или посадочной

площадки на полосе безопасности; бортовой сегмент, включающий цифро-

вую видеокамеру ближнего ИК-диапазона с вариообъективом и узкополос-

ным фильтром, трехстепенной управляемый гироподвес, цифровой вычис-

литель, автопилот; алгоритмическое обеспечение.

Система производит захват и распознавание ИК-маяков, рассчиты-

вает угловые и линейные координаты самолета относительно ВПП и фор-

мирует траекторию посадки в заданную точку. Каждый из ИК-маяков при за-

хвате фотокамерой формирует соответствующее изображение на фотоматрице.

По взаимному расположению маяков решается геометрическая задача опреде-

ления координат. Для достижения высокой точности определения параметров

используется субпиксельная обработка изображений, основанная на определе-

нии центра функции яркости излучения.

Проведенные исследования погрешностей способа показали возможность

измерения положения БПЛА с точностью десятков сантиметров на этапе захода,

и сантиметровой точностью на конечном этапе посадки. Достигаемая точность

измерения угловых координат и скорости позволяет осуществлять заход на по-

садку без использования других датчиков навигационной информации, т.е. ис-

пользовать систему как полностью автономную. Проведенные оценки полно-

стью подтверждаются экспериментальными зависимостями, опубликованными

китайскими разработчиками системы посадки, схожей по принципу действия

[2].

Для экспериментальной отработки системы были изготовлены: макетные

образцы в нескольких вариантах, стенд полунатурного моделирования, прове-

дена интеграция с бортовым автопилотом. Результаты моделирования позво-

лили провести цикл исследований по отработке различных вариантов захода, в

том числе: с имитацией различного времени суток, метеоусловий, влияния тур-

булентности атмосферы и бокового ветра, а также использованием различных

источников излучения и светофильтров.

Работа выполняется в рамках НИР по заказу Управления (строительства

и развития системы применения беспилотных летательных аппаратов). Рекомен-

дуется постановка опытно-конструкторской работы по созданию опытного об-

71

разца системы. По итогам реализации проекта планируется получение эффек-

тивной, конкурентоспособной системы посадки, способной решить ряд суще-

ствующих проблем комплексов с беспилотными летательными аппаратами, рас-

ширить их боевые возможности, увеличить гибкость применения в условиях

скоротечности боевых действий и быстрой смены оперативно-тактической об-

становки.


1 Патент РФ № 2506541 от 10.02.2014. Способ определения координат,

курса и скорости воздушного судна. Заявитель и патентообладатель ФГКВОУ

ВПО «ВУНЦ ВВС ВВА» (RU). № 2014117385/07; заявл. 27.02.2012; опубл.

20.03.2016, Бюл. № 8. 16 с.: ил.

2 Yang Gui. Airborne Vision-Based Navigation Method for UAV Accuracy

Landing Using Infrared Lamps. J.Intell. Robot. Syst. 72: 197 218 (2013).

УДК 614.876–036.22(470)

Р.В. АФАНАСЬЕВ, В.Г. ЗУЕВ, Г.С. БАЙРАК Научно-исследовательский испытательный центр (авиакосмической медицины и

военной эргономики) ЦНИИ ВВС Минобороны России

РАДИАЦИОННАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ ПРИ ОБСЛУЖИВАНИИ И

ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Эксплуатация и ремонт летательных аппаратов (ЛА) различного

назначния связаны с воздействием на человека ряда неблагоприятных фак-

торов (шум, вибрация, физические поля электромагнитной природы, про-

дукты термического разложения авиационного топлива и масел), в том

числе ионизирующего излучения (ИИ). Актуальность радиационной без-

опасности повышается при выполнении работ по утилизации авиационного

оборудования, приборов и агрегатов, содержащих источники ИИ. В авиации

широко используются приборы и оборудование, содержащие источники

ИИ. Многие типы ЛА оборудованы радиоизотопными датчиками обледене-

ния, в системе зажигания большинства газотурбинных авиадвигателей при-

меняются радионуклидные разрядники, радиоизотопным прибором может

быть оснащена система водоснабжения и канализации (Ил-86), для прове-

дения анализа авиационных масел используется бездифраксионный рентге-

новский спектральный анализатор, а в бортовых радиолокационных и ради-

онавигационных системах применяются высоковольтные электровакуум-

ные приборы, являющиеся источниками неиспользуемого рентгеновского

излучения. Для проведения дефектоскопии деталей и узлов авиационной

72

техники используют рентгеновские и радионуклидные дефектоскопы. Со-

держание и специфика многих мероприятий по обеспечению радиационной

безопасности зависит от вида и типа радиационного источника. К наиболее

широко распространённым радиационным источникам можно отнести сле-

дующие: радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3 с источником

бета-излучения БИС-4АН; разрядники Р-22 (с БИП-10), Р-26 (с НИ-5) агре-

гатов зажигания газотурбинных двигателей; дистанционный указатель

уровня системы канализации ДУКС-86 с источником гамма-излучения «Фо-

тон-А2»; гамма-дефектоскоп ГАММАРИД 192/120 с ГИД-Ц-2; рентгенов-

ские аппараты для контроля деталей и узлов авиационной техники: моно-

блочные, импульсные с холодным катодом, кабельные); рентгеновский

спектральный бездифракционный анализатор масел «БАРС-3»; высоко-

вольтные электровакуумные приборы типа ГИ — генераторные лампы и

ГМИ — модуляторные. При работе с источниками ИИ требуется специаль-

ное разрешение (лицензирование), а к помещениям, где производятся эти

работы предъявляются специальные требования и наличие санитарно-эпи-

демиологического заключения на право проведения данных работ в соот-

ветствии с Основными санитарными правилами обеспечения радиационной

безопасности (ОСПОРБ-99). Эксплуатация оборудования должна быть

направлена на исключение или снижение воздействия на организм ИИ. Ра-

диационный контроль должен осуществляться за всеми основными радиа-

ционными показателями, определяющими уровень облучения персонала:

годовая эффективная доза; годовая эквивалентная доза облучения хруста-

лика глаза; годовая эквивалентная доза облучения кожи; годовая эквива-

лентная доза облучения кистей и стоп; месячная эквивалентная доза на по-

верхности нижней части живота женщин в возрасте до 45 лет. Для персонала

группы А (работающие с источниками ИИ) в обязательном порядке произ-

водится контроль с использованием измерительной дозы с помощью дози-

метров для дальнейшего определения значений годовой дозы, учёт которых

производится согласно ОСПОРБ-99. Перед началом работ устанавливаются

контрольные уровни, перечень и числовые значения которых определяются

конкретными условиями работы и согласовываются с органами государ-

ственного санитарно-эпидемиологического надзора. Вся используемая до-

зиметрическая аппаратура должна соответствовать действующему Государ-

ственному реестру средств измерения и иметь своевременную соответству-

ющую метрологическую поверку. Данный персонал при работе с источни-

ками ИИ должен выполнять работы в индивидуальных средствах защиты. В

случаях возникновения аварийных ситуций: повреждение и разрушение

корпусов изделий; разгерметизация закрытых радионуклидных источников

(капсул), нарушение работы механизма перевода заглушек, основные меро-

приятия должны быть направлены на предупреждение загрязнения радиак-

тивными веществами окружающей среды, оборудования, специальной

73

одежды, кожных покровов тела и рук персонала. Ликвидация аварийной си-

туации проводится в строгом соответствии с требование ОСПОРБ-99. Весь

персонал группы А при поступлении на работу предварительно, а в даль-

нейшем периодически проходит профилактические медицинские осмотры

согласно действующей специальной нормативной документации.

УДК 629.7.06

А.А. БАТУРИНЕЦ, А.Г. ПОЛУТОВ АО «НПК «ЭЛАРА» имени Г.А. Ильенко» (г. Чебоксары)

ИМПОРТОЗАМЕЩЕНИЕ МАТРИЧНЫХ ИНДИКАТОРОВ

КОМПЛЕКСА БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Рассмотрены альтернативные конструкции матричных индикаторов,

которые могут быть изготовлены на российской элементной базе. Предло-

жено использование в составе резервных индикаторов комплекса бортового

оборудования специализированных плазменных газоразрядных панелей

или светодиодных матричных панелей.

В качестве устройства отображения информации в настоящее время

используются жидко-кристаллические индикаторы (ЖКИ), выполненные

на базе жидкокристаллических панелей производства юго-восточной Азии.

ЖКИ обеспечивают высокие характеристики формируемого видеоизобра-

жения (контрастность, разрешение и т.п.), однако требуют дополнительных

мер для обеспечения работоспособности при пониженных температурах,

действии спецфакторов и учета времени готовности ЖКИ. Высокое каче-

ство изображения ЖКИ предполагает применение высокопроизводитель-

ных вычислительных средств, большинство из которых также являются по-

купными компонентами зарубежного производства.

Для отображения знакографической информации часто возможности

ЖКИ избыточны и могут быть заменены матричными индикаторами на

базе плазменной газоразрядной панели (далее газоразрядный индикатор

плазменный - ГИП) или светодиодных матричных панелей (СМП), которые

уступают ЖКИ по характеристикам разрешения, но лишены недостатков,

препятствующих их применению в изделиях специальной техники.

Количественный анализ элементов видеоизображения позволяет сде-

лать вывод, что определенным ограничением применения ГИП и СМП яв-

ляется требование по цветности видеоизображения. Формирование полно-

74

цветного видеоизображения потребует применения большого числа управ-

ляющих и вычислительных средств для управления цветовыми составляю-

щими изображения (триада: R -красный, G – зеленый, B - синий), при этом

формирование всей гаммы цветов не позволит максимально использовать

яркостной потенциал панели ГИП и СМП. При переходе от полноцветной

панели к панели с двумя цветовыми составляющими изображения (диада: R

-красный, G – зеленый) можно получить набор цветов зелено-желто-крас-

ной гаммы[1] вполне достаточный для отображения знакографической ин-

формации, например, о параметрах двигателей, при этом достигается более

высокое разрешение матричной панели.

Количественный анализ элементов видеоизображения требует опре-

делиться с типом субпикселя панели ГИП и СМП и способом формирова-

ния цвета. Для панелей ГИП субпиксель является бесцветным, формирова-

ние цвета производится применением люминофора в объеме субпикселя.

Для индикаторов с жестко распределенными областями отображаемой ин-

формации возможно зонное заполнение люминофором определенного цвета

и выводом информации в выделенную область панели. Такой способ изго-

товления панели обеспечит максимальную яркость и разрешение отобража-

емой информации, не уступающий по своим характеристикам ЖКИ, однако

такая панель не будет отвечать требованиям универсальности применения,

что существенно снизит ее потребительское качество. Переход на матрич-

ное решение из двухцветных диад несколько ухудшит разрешение и яркость

ГИП, но обеспечит универсальность использования ГИП для различных

применений.

Панели СМП могут быть построены на белых или цветных субпиксе-

лях. Применение белых субпикселей в сочетании со светофильтрами выгля-

дит технологически привлекательным, однако в настоящее время отсут-

ствует информация о стойкости доступных для применения белых светоди-

одных структур для их использования при воздействии спецфакторов. Из

доступных цветных светодиодных структур определенной устойчивостью

обладают зеленые и красные структуры, что позволяет построить СМП в

виде массива диад.

На рисунке 1 показан информационный кадр резервного индикатора,

на котором отображаются текущие значения параметров двигателей. При

достижении опасного уровня измеряемой величины слева и/или справа от

нее отображаются индикаторы желтого или красного цвета. При необходи-

мости в центральной область индикатора может размещаться стационарное

75

изображение, например белого цвета и с белым цветом встроенного освеще-

ния, выполненное по технологии световых панелей со светодиодным встро-

енным освещением или по технологии пленочных клавиатур с люминофор-

ным встроенным освещением.

Рисунок 1 – Информационный кадр ГИП или СМП

Описанные технологии ГИП и СМП требуют тщательной проработки

информационных кадров и поиска компромиссов между эргономическими

требованиями и технологическими возможностями промышленности, од-

нако создание индикаторов соответствующих требованиям государствен-

ных и отраслевых стандартов возможно, что является предметом разработки

АО «ЭЛАРА» и АО «ПЛАЗМА».

Выбор технологии ГИП или СМП в настоящее время определяется

множеством факторов и не только технологического характера, однако оба

подхода позволяют создавать индикаторы для применения в условиях пони-

женных температур от минус 65 ºС до минус 30 ºС, с практически мгновен-

ным включением и стойкостью к действию спецфакторов.

Научно технические заделы предприятий электронной промышленно-

сти позволяют разрабатывать индикаторы на основе ГИП и СМП, и в бли-

жайшей перспективе производить их полностью на российской элементной

базе.


1 Ф.Е. Шуберт. Светодиоды. Москва, ФИЗМАТЛИТ, 2008 г. 500с.

76

УДК 621.384

С.А. БУТЕНКОВ ООО “Научно-Исследовательский Центр Супер-ЭВМ и Нейрокомпьютеров”

(НИЦ СЭ и НК) (г. Таганрог)

ВЫСОКОПРОИЗВОДИТЕЛЬНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ

СРЕДСТВА И МЕТОДЫ ДЛЯ РЕКОНФИГУРИРУЕМЫХ

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ В ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ

СИСТЕМАХ ОБРАБОТКИ ДАННЫХ

В задачах обработки данных наблюдения (в отличие от разведки) ис-

пользуемые системы получения и обработки оптических данных должны

обеспечивать работу в режиме реального времени. В большинстве суще-

ствующих систем цифровой обработки (ЦОС) используются одни и тс же

базовые операции. Вследствие этого, большинство современных устройств

ЦОС в оптико-электронных системах изначально ориентировано на макси-

мальное ускорение стандартных процедур, что позволяет достигать высо-

ких скоростей обработки в одном потоке данных [1].

Таким образом, основной целью для разработчиков современных ВС

ЦОС является создание систем с высокой реальной производительностью,

обеспечивающих как заданный уровень точности вычислений, так и мини-

мальные экономические затраты [1].

Основные подходы к аппаратно-программному обеспечению систем

обработки данных.

В настоящее время многие задачи ЦОС не могут быть решены с ис-

пользованием традиционных ВС, так как они не учитывают особенности

специализированных вычислений и обладают низкой реальной производи-

тельностью. В то же время стремительное развитие многоядерных процес-

соров и параллельных архитектур показывает, что способ повышения про-

изводительности ВС за счет распараллеливания вычислительного процесса

намного перспективнее возможности повышения производительности за

счет использования более быстрой элементной базы. Поэтому основным

способом достижения высокой реальной производительности при решении

вычислительно-трудоемких задач ЦОС является использование многопро-

цессорных вычислительных систем (МВС) [3].

Цифровые сигнальные процессоры (англ. DSP) [3] являются широко

востребованным и постоянно развивающимся классом микропроцессоров,

предназначенным для обработки в реальном масштабе времени потоков

данных, представляющих собой оцифрованные аналоговые сигналы. DSP

обладают свойствами как однокристальных микроконтроллеров (гарвард-

ская архитектура, встроенная память команд и данных, развитые интер-

77

фейсы для работы с внешними устройствами), так и универсальных процес-

соров, в частности, с RISC-архитектурой (конвейерная организация, про-

граммно-аппаратная поддержка операций с плавающей или фиксированной

запятой).

Наиболее гибкими и эффективными являются решения с примене-

нием многопроцессорных вычислительных систем ЦОС на базе ПЛИС –

микросхем с программно-изменяемой вычислительной структурой [1]. Для

классов задач, в которых требуется параллельная и многопотоковая обра-

ботка информации, производительность ПЛИС значительно превосходит

производительность DSP. Кроме того, высокая степень параллелизма ПЛИС

уменьшает энергозатраты устройства. В пересчете производительности на

ватт потребляемой мощности ПЛИС превосходят DSP в 50-100 раз.

Методы обработки гранулированных данных для ПЛИС.

Помимо аппаратных средств повышения производительности ЦОС, в

ряде наших работ было предложено применение методов грануляции дан-

ных, т.е. огрубления данных с целью существенного повышения производи-

тельности их обработки за счет достаточно малой потери точности [4].

Информационной гранулой называется объединение подмножества

точек данных, связанных отношением неразличимости [2]. Таким образом,

обработка гранулы эквивалентна обработке целого множества точек данных

[4]. Нами была введена структура гранулированной обработки данных для

реализации на ПЛИС. В зависимости от задачи системы, эти выходные гра-

нулы преобразуются к виду, пригодному для предъявления оператору. В

частности, при обработке изображений во временной области [2] оператору

можно предъявлять полученные гранулы без преобразования (используя

низкое разрешение глаза человека).

Предложенный подход к организации обработки оптических данных

позволяет объединить аппратные преимущества систем на ПЛИС и интел-

лектуальных методов обработки данных на основе мягких вычислений [2] и

получить существенно повышенную общую производительность системы

обработки изображений в сравнении с использованием DSP или многопро-

цессорных систем [1].


1 Каляев И.А., Левин И.И., Семерников Е.А., Шмойлов В.И. Реконфи-

гурируемые мультиконвейерные вычислительные структуры. Ростов-на-

Дону: Изд-во ЮНЦ РАН, 2009. 344 с.

2 Zadeh L. Toward a theory of fuzzy information granulation and its cen-

trality in human reasoning and fuzzy logic // Fuzzy Sets System. vol. 90. 1997.

111–127 pp.

78

3 Лайонс. Р. Цифровая обработка сигналов / Ричард Лайонс; пер с

англ. под ред. А. А. Бритова. 2 изд. М.: Бином-Пресс, 2006. 656 с.

4 Бутенков С.А. Алгебраические модели в задачах интеллектуального

анализа многомерных данных // Математическая теория систем 2009 (МТС-

2009). Сб. научных трудов международной научно-технической конферен-

ции, Москва, 26-30 января 2009, С. 93-101.

УДК 629.072: 621.396

В.П. ВАСИЛЬЕВ, В.А. ШАМАРИН, Н.В. ШТАНЬКОВА ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г Воронеж)

ПОЛУНАТУРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ОБРАБОТКИ

НАВИГАЦИОННЫХ ДАННЫХ БЕСПИЛОТНОГО

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СРЕДНЕГО И МАЛОГО

КЛАССОВ

Разработка комплекса связи на БПЛА с использованием направлен-

ных антенных систем (на основе АФАР) активно ведется за рубежом. Учен-

ными США созданы гибридные коммуникационные системы связи, вклю-

чающие в себя радиосвязь и оптическую систему связи. Гибридные системы

связи продемонстрировали скорость передачи данных до 3 Гбит/с на даль-

ности до 200 км. Но к гибридным системам связи предъявляются очень вы-

сокие требования к определению местоположения БПЛА. Решение про-

блемы определения местоположения БПЛА с высокой точностью планиру-

ется до 2020 года. Научная задача повышения точности определения место-

положения БПЛА является актуальной и для отечественных ученных.

Обеспечения надежности канала «Земля-борт» для комплексов

БПЛА, использующие направленные антенные системы, достигается: низ-

кой скоростью передачи данных по каналу управления «Земля-борт» и наце-

ливанием друг на друга направленных антенн наземной станции управления

(НСУ) и БПЛА (в этом случае для создания помех их источнику надо быть

мощным, направленным и расположенным поблизости).

Траекторию нестабильности малогабаритного БПЛА можно разде-

лить на две составляющие: нестабильность определения местоположения

объекта и нестабильность определения ориентации объекта.

Нестабильность определения ориентации объекта предлагается

уменьшить за счет применения гиростабилизированной платформы. При

анализе малогабаритных инерциальных навигационных систем на основе

технологии MEMS получили следующие характеристики гироскопических

устройств, подходящих для использования на малогабаритном БПЛА:

79

- для БПЛА Орлан-10 случайная составляющая дрейфа нулевого сиг-

нала гироскопа будет составлять 5-7,5 градусов/час. Предполагается при

длительном полете БПЛА (свыше 1 часа) компенсировать погрешности за

счет других датчиков (магнитный компас, акселерометр и т.д.) или/и алго-

ритмическим (программным) методом;

- для БЛА ZALA 421-02x случайная составляющая дрейфа нулевого

сигнала гироскопа будет составлять 5 градусов/час.

Нестабильность определения местоположения объекта радиосвязи ис-

пользующий СМОНАС (систему местоопределения и ориентирования

направленных антенных систем) была определенна полунатурным модели-

рованием обработки навигационных данных беспилотного летательного ап-

парата среднего и малого классов. Программно-аппаратный комплекс полу-

натурного моделирования представлен на рисунке 1.

Рисунок 1 – Аппаратно-программный комплекс, обработки навигационных дан-

ных БПЛА

Полученные данные ширины главного лепестка ДН НОАС не учиты-

вают нестабильность определения ориентации объекта радиосвязи (погреш-

ности гиростабилизированной платформы). Подставив погрешности гиро-

стабилизированной платформы получим (при этом берем максимальные

значения погрешностей):

- для БПЛА Орлан-10 ширина главного лепестка ДН НОАС будет со-

ставлять не более 11,624 градуса;

- для БПЛА ZALA 421-02x ширина главного лепестка ДН НОАС бу-

дет составлять не более 11,874 градуса.

80

Так как необходимая ширина ДН НОАС составляет 10 градусов, то

потенциальная точность определения координат БПЛА и мобильного объ-

екта радиосвязи с помощью аппаратуры потребителя СРНС и ИНС в си-

стеме радиосвязи, использующей СМОНАС, достаточна не всегда.

Таким образом, предлагается влияние степени нестабильности вслед-

ствие воздействия воздушных потоков, а также среднеквадратическое от-

клонение навигационных систем БПЛА, уменьшить до требуемого качества

определения пространственного положения за счет использования калма-

новской фильтрации комплексированных данных, поступающих со спутни-

ковых радионавигационных систем и инерциальных навигационных си-

стем.


1 70 Гостюхин В.Л., Трусов В.Н., Гостюхин А.В. Активные фазиро-

ванные антенные решетки / под ред. В.Л. Гостюхина. Москва: Радиотех-

ника, 2011. 304 с.

2 Васильев В.П., Пономарев А.В., Дмитриев С.А. Повышение точно-

сти местоопределения ретранслятора связи на беспилотном летательном ап-

парате // МНТЖ «Наукоемкие технологии». № 4. 2015. Т.16. С. 48-56

УДК 621.38

А.М. ГАТАЛЬСКИЙ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ПОДХОД К ОЦЕНКЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ

РАДИОПОДАВЛЕНИЯ РАДИОВЗРЫВАТЕЛЕЙ

Типовым показателем, применяемым для оценки эффективности бое-

вой работы станций помех радиовзрывателям артиллерийских снарядов,

мин, авиационных бомб, является вероятность преждевременного срабаты-

вания радиовзрывателей боеприпасов на безопасной высоте, характеризую-

щейся некоторым критериальным значением. Данный информационно-бое-

вой показатель является условным (справедливым для фиксированных

условий) и не в полной мере характеризует эффективность решения задачи

прикрытия наземных объектов. В первую очередь это связано с различием

поражающего действия боеприпасов (величины убойного интервала оскол-

ков), отличающихся мощностью заряда, размером, количеством, формой и

направлением разлета осколков. Во-вторых, незначительное отклонение вы-

81

соты преждевременного срабатывания радиовзрывателей в сторону умень-

шения относительно критериального значения не приводит к существен-

ному увеличению поражающего действия боеприпасов, в тоже время при-

водит к радикальному снижению эффективности, оцениваемой по данному

показателю. Указанный ПЭ следует отнести к так называемым «гарантиро-

ванным» – рассчитанным на наихудшие гипотетические условия [1]. Его

применение существенно усложняет экспериментальное решение задачи

оценки влияния факторных параметров и определения их значений, обеспе-

чивающих максимизацию ПЭ радиоэлектронного подавления.

Оценку эффективности прикрытия, а вместе с ней и эффективности

радиоэлектронного подавления на основе факторного эксперимента пред-

почтительнее выполнять с использованием средневзвешенного показателя

– усредненного по ряду условий с учетом распределения вероятностей кон-

кретных параметров. В качестве такого показателя принята вероятность без-

опасного подрыва Wбп – события, противоположного опасному подрыву, ха-

рактеризующемуся вероятностью поражения цели. Для достижения макси-

мальной эффективности радиоэлектронного подавления необходимо макси-

мизировать вероятность безопасного подрыва или минимизировать вероят-

ность поражения цели Wпц = 1 - Wбп.

Эффективная защита наземных объектов от артиллерийских боепри-

пасов с радиовзрывателями обеспечивается за счет их преждевременного

подрыва в результате воздействия помех на такой высоте (удалении), при

которой разлетающиеся осколки не оказывают поражающего действия.

Уменьшение вероятности поражения цели при превышении оптимальной

высоты разрыва снаряда связано с уменьшением плотности потока разлета-

ющихся осколков и уменьшением их кинетической энергии.

Вероятность поражения цели при одиночной стрельбе снарядами

осколочного действия с неконтактными взрывателями описывается выраже-

нием [2]:

пц ( ) ( )W G h h dh

, (1)

где G(h) – координатный закон поражения – условная вероятность пораже-

ния цели при условии, что реализовавшийся конечный промах равен h; φ(h)

– закон рассеивания разрывов (плотность вероятности). Из выражения (1)

следует, что вероятность поражения цели Wпц зависит как от координатного

закона поражения, так и от закона рассеивания.

При определении вероятности поражения в качестве допущения мо-

82

жет быть использована известная аппроксимация координатного закона по-

ражения осколочным действием снарядов с неконтактными взрывателями

[3]:

2

2

эф.о.

exp2

hG h

R

, (2)

где Rэф.о. – эффективный радиус поражения, численно равный величине про-

маха, при котором условная вероятность поражения составляет 0,606. Зна-

чение параметра Rэф.о определяется, в основном, характеристиками боевого

снаряжения (мощностью боевой части, характеристиками потока осколков,

степенью согласования области срабатывания взрывателя с областью пора-

жения) и уязвимостью цели. Одномерный закон не учитывает изменение

площади различных уязвимых элементов цели, зависимость вероятности

поражения от азимута и угла места подлета боеприпаса, а также угла разлета

осколков его боевой части. Однако его применение обосновано для оценки

эффективности радиоэлектронного подавления в наихудших условиях при-

крытия объекта, когда одномерный закон поражения характеризует вероят-

ность возникновения опасной ситуации, в зависимости от величины про-

маха при подлете боеприпаса под любыми углами.

Плотность вероятности φ(h) при стрельбе без активных помех, описы-

вает рассеивание снарядов по высоте h относительно средней точки – опти-

мальной высоты подрыва. Однако при оценке эффективности радиоэлек-

тронного подавления закон распределения φ(h) характеризует расстояние от

цели до точки разрыва, вызванного преждевременным срабатыванием ра-

диовзрывателя в результате воздействия имитирующих помех. В этом слу-

чае параметр h при подрыве над прикрываемой зоной соответствует высоте

разрыва, а за пределами прикрываемой зоны – удалению точки разрыва от

границы прикрываемой зоны (наклонной дальности). Он зависит от ряда

случайных и неслучайных факторов, обусловленных условиями стрельбы,

характеристиками и размещением станции помех. Аналитическое описание

законов распределения факторных параметров, различным образом взаимо-

действующих между собой, и получение результирующей зависимости не

представляется возможным. Альтернативное решение позволяет получить

факторный имитационно-модельный эксперимент на основе метода стати-

стических испытаний (метода Монте-Карло).

Таким образом, одной из ключевых задач факторного эксперимента с

использованием имитационной математической модели функционирования

РВ в условиях помех является определение координат точек разрывов и по-

83

следующий расчет высоты или наклонной дальности относительно прикры-

ваемого объекта. Изменения параметров при проведении эксперимента от

реализации к реализации приводит к различным исходам – значениям вели-

чины h, характеризующим тактические условия срабатывания радиовзрыва-

теля: штатный подрыв боеприпаса, контактный подрыв, преждевременный

подрыв на безопасном удалении от цели. Совокупность полученных значе-

ний h представляет собой первичный статистический материал, подлежа-

щий обработке. Аналогом плотности вероятности φ(h), характеризующим

статистическую совокупность значений h, является статистический ряд (ги-

стограмма), представляющий собой прерывную ступенчатую функцию.

Дискретное представление закона распределения φ(h) позволяет перейти от

вычисления вероятности по формуле (1) к ее вычислению по формуле пол-

ной вероятности [4]:

пц

1

φ( ) ( )N

i i

i

W h G h

, (3)

где N – количество интервалов значений h, φ(hi) – вероятность подрыва на

высоте (дальности) из интервала hi, характеризующая частоту его появления

в М испытаниях, G(hi) – условная вероятность поражения цели при высоте

подрыва (дальности) из интервала hi.

Предложенный подход обеспечивает возможность исследования сте-

пени влияния различных факторных параметров на эффективность радио-

подавления, не ограничивая ее оценку учетом результатов только тех исхо-

дов, при которых обеспечивается превышение безопасной высоты подрыва.


1 Гордей В.В. Оценка эффективности радиоподавления радиосвязи:

учеб. пособие / В. В. Гордей В. Л. Ржевусский. Минск: ВАРБ, 2009. 104 с.

2 Скрипкин В.А. Математические методы исследования операций в

военном деле: учебник / В.А. Скрипкин Е.А. Моисеенко; под ред. А.А. Та-

расова. М.: Воениздат., 1979. 416 с. 3 Ковтуненко А.П. Основы теории построения и моделирования

функционирования сложных систем вооружения. Системы зенитного

управляемого ракетного оружия: учеб. пособие / А.П. Ковтуненко, Н.А.

Шершнев. Харьков: ВИРТА ПВО, 1992. 233 с.

4 Вентцель Е.С. Теория вероятностей / Е.С. Вентцель. М.: Наука,

1964. 576 с.

84

УДК 621.317.4

И.М. ГОЛЕВ, Е.А. НИКИТИНА ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРИМЕНЕНИЕ МАГНИТНЫХ СИСТЕМ НАВИГАЦИИ ДЛЯ

ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

В условиях новых вызовов современности ужесточаются требования к надежности, помехозащищенности и глобальности навигационных си-стем, использующихся в интересах вооруженных сил. В связи с этим ак-тивно развиваются системы навигации по геофизическим полям, в том числе, магнитному и гравитационному. Несмотря на то, что системы нави-гации по параметрам геофизических полей не могут конкурировать по точ-ности позиционирования с системами ГЛОНАСС, GPS и т.д., указанные си-стемы обладают такими преимуществами как возможность автономного ис-пользования, глобальность, сложность постановки помех.

Активное развитие элементной базы для магнитометрической аппара-туры обуславливает возможность построения более эффективных систем навигации по геомагнитному полю и магнитным полям искусственных ис-точников, а именно становится возможным более точное позиционирование подвижного объекта как за счет увеличения предельной чувствительности магнитометрической аппаратуры, так и за счет более корректной компенса-ции магнитных помех.

Таблица 1 – Параметры магнитных систем навигации различных типов [1, 2]

Чувствительность

магнитометриче-

ских датчиков

Используемое навигационное

поле/ навигационная система

Диапазон высот из-

мерений

Точность

определения

местоположе-

ния

10 нТл

Главное магнитное поле Земли

(IGRF)

средние и боль-

шие высоты 1-10 км

Аномальное поле особенностей

рельефа

с малыми градиентами

малые и средние

высоты 100 м - 1 км

Высокоградиентное аномальное

поле естественных источников и

искусственных объектов

малые высоты

первые де-

сятки метров

3 нТл Аномальное магнитное поле

Земли / СНМП+БИНС

малые и средние

высоты

над сушей –

30-50 м

над океаном

200-250 м

1 нТл

Высокоградиентное аномальное

поле естественных источников и

искусственных объектов

малые высоты и

наземные измере-

ния

метры – де-

сятки метров

85

В таблице 1 представлены сравнительные параметры некоторых реа-

лизованных навигационных систем (современных и предыдущего поколе-

ния) с использованием информации о параметрах магнитного поля. Необхо-

димо отметить, что в настоящее время существуют и могут быть применены

магнитометрические датчики с характеристиками, превосходящими пред-

ставленные в таблице. В качестве априорных данных для осуществления навигации по маг-

нитному полю, хранящихся в долговременной памяти бортового вычисли-теля, используются или трехмерные цифровые карты аномального магнит-ного поля Земли модуля и компонент вектора магнитной индукции или же модуля соответствующего градиента и его компонент (корреляционно-экс-тремальная навигация по аномальному полю Земли [1]) или трехмерные мо-дели поля, например, главного магнитного поля Земли IGRF (дифференци-альная геомагнитная навигация [3]) или модели локальных магнитных объ-ектов, маяков.

Для повышения точности позиционирования подвижного объекта также используется метод комплексирования, системы навигации по маг-нитному полю могут быть применены как автономно, так и, например, для коррекции инерциальных систем навигации.

Системы навигации по магнитному полю могут быть эффективно ис-пользованы на БПЛА, особенно в условиях возможной постановки помех радионавигационным системам. Однако, необходимо отметить, что для осу-ществления навигации на малых и средних высотах (50 – 3000 м), необхо-димы заранее снятые подробные карты трехмерного аномального магнит-ного поля, в том числе, поля искусственных объектов, привязанные к картам местности. Кроме того, для улучшения точности позиционирования БПЛА с использованием систем магнитной навигации, целесообразно использо-вать навигационную информацию различных типов. Так, при обеспечении точности позиционирования порядка сотен метров на средних высотах по-лета априорной информацией будут являться трехмерные карты аномаль-ных полей естественных объектов, для улучшения точности позициониро-вания при заходе на посадку необходимы ранее проведенные разновысот-ные съемки аномальных полей индустриальных объектов и/или необходимо производить ориентацию и позиционирование по магнитным маякам, созда-ющим квазистационарное магнитное поле, фиксируемое на расстоянии по-рядка сотен метров.


1 Киселев С.К. Корреляционно-экстремальная навигация по полю магнитных аномалий протяженных ориентиров // Изв. РАН. Теория и си-стемы управления. 1997. №6. С.56-61.

86

2 Ogorek I. The Use of Magnetic Field and Magnetometers in Supporting the Air Navigation / I. Ogorek, M. Grzegorzewsky, M. Maciejowsky // Annual of Navigation 2015. V. 22. P. 21-29.

3 Проскуряков Г. М. Дифференциальная геомагнитная навигация / Г. М. Проскуряков А. А. Игнатьев, М. В. Поздняков, А. В. Ляшенко // Гетеро-магнитная микроэлектроника. 2016. №20. С. 13-22.

УДК 612.821:629.7.058.47

С.Ю. ГОЛОСОВ, С.Д. ЧИСТОВ НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС МО РФ (г. Москва)

ЭРГОНОМИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ПОЛЕТОВ НА ВЕРТОЛЕТЕ

ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ПРИБОРОВ НОЧНОГО ВИДЕНИЯ

Современный этап развития винтокрылой авиации привел к необхо-

димости психофизиологического обоснования оптимизации технических

средств деятельности, повышающих возможности экипажей вертолетов по

решению профессиональных задач в дневных и, особенно, в ночных усло-

виях.

Условия ночного полета по своим световым характеристикам чрезвы-

чайно разнообразны. В темную ночь различаются лишь крупные объекты

(реки, леса, города и т.д.), не определяются цвета, нарушается глубинное

зрение, во много раз сокращается дальность обнаружения наземных объек-

тов, значительно снижается острота зрения. Проявляющееся снижение

остроты зрения и других функций зрительного анализатора ограничивают

возможности летчика по использованию вертолетов ночью, особенно при

полетах на малых и предельно малых высотах над пересеченной местно-

стью.

Для повышения эффективности работы зрительного анализатора,

обеспечения новых условий эксплуатации вертолетов и безопасности поле-

тов разрабатываются различные системы ночного видения. По существую-

щим оценкам, оснащение летательных аппаратов приборами ночного виде-

ния позволяет повысить эффективность работы летного состава в ночных

условиях до 60%.

В настоящее время в авиации нашли применение очки ночного виде-

ния (ОНВ). Они в определенной степени реализуют бинокулярное восприя-

тие и сохраняют физиологические механизмы зрительной ориентировки.

Однако, по мере внедрения в практику полетов армейской авиации ОНВ,

оказалось, что их эффективность применения во многом зависит от харак-

теристик световой среды, включающей и параметры внутрикабинного осве-

щения.

87

В результате проведения сравнительных экспериментальных исследо-

ваний функционального состояния зрительного анализатора было показано,

что только при сине-зеленом и зеленом освещении практически не происхо-

дит снижения таких основных зрительных функций как острота зрения, кон-

трастная чувствительность, острота цветоразличения. Анкетный опрос лет-

ного состава подтвердил результаты летных и экспериментальных исследо-

ваний. Так отмечался более приятный для глаза цвет, обеспечивалась точ-

ность считывания приборной информации и надежность восприятия цвето-

вой сигнализации, возможность цветового кодирования информации.

Таким образом, сине-зеленое, зеленое освещение было рекомендо-

вано в качестве внутрикабинного освещения на вертолетах при использова-

нии ОНВ.

Вторым фактором в формировании световой среды кабины вертолета

при использовании ОНВ являются цветовые характеристики покрытия ка-

бины. Практика полетов экипажей в ОНВ подтвердила, что применение чер-

ной окраски обеспечивает высокий уровень чувствительности зрительного

анализатора и хорошие условия зрительной ориентировки за пределами ка-

бины при ночных полетах.

Однако накопленный опыт ночных полетов в ОНВ также показал, что

у летчиков появляются симптомы развития явлений в виде пелены перед

глазами, «расплывчатости» изображения, слезотечения, покраснения век,

раздражения, сухости и ощущения песка в глазах.

Причину развития этих ощущений летный состав связывает в первую

очередь с необходимостью постоянного «всматривания» в изображение в

ОНВ.

В то же время летчики при полетах в ОНВ уделяют внимание как об-

зору внекабинного пространства, так и приборной информации, что требует

постоянной переаккомодации и световой переадаптации зрения.

Проведенными исследованиями установлено, что работа с бинокуляр-

ными ОНВ осуществляется на фоне максимального напряжения тонической

части аккомодации, в результате чего развивается утомление, приводящее к

проявлениям астенопии. Такое регулярное перенапряжение аккомодацион-

ной системы, как правило, заканчивается развитием ранней дальнозоркости

и ложной близорукости.

В свою очередь успехи в создании и совершенствовании бортовых

электронных дисплеев определили широкое внедрение электронной инди-

кации на современных и перспективных летательных аппаратах. При этом

надежность и эффективность деятельности летчика в системе «летчик-элек-

тронные СОИ» в значительной степени определяются процессом зритель-

ного восприятия пилотажно-навигационной информации, предъявляемой

на индикаторе. Так, эффективность зрительного восприятия информации с

электронных СОИ связана с рядом факторов, к числу которых относятся

88

светотехнические и пространственно-временные параметры сигнала, уро-

вень функционирования зрительного анализатора летчика, а также проявле-

ния зрительного утомления.

Вместе с тем, несмотря на относительно большой объем проведенных

исследований, существуют различные точки зрения как на причины возник-

новения зрительной астенопии, так и на физиологические механизмы ее раз-

вития. Данная проблема представляется весьма актуальной для авиацион-

ной медицины в связи с тем, что кумуляция функциональных расстройств

зрения сопровождается прогрессирующим снижением остроты зрения и со-

путствующими явлениями общего утомления. В конечном счете, указанные

изменения могут привести к снижению зрительной работоспособности и со-

кращению профессионального долголетия летного состава.

В этой связи требуется разработка специальных профилактических

мероприятий физиолого-гигиенической, медико-технической, психофизио-

логической направленности в целях сохранения профессионального зрения

и обеспечения необходимого уровня профессиональной подготовки и рабо-

тоспособности летного состава.

УДК 004.89, 62-50

Ю.Э. ДАНИК, М.Г. ДМИТРИЕВ, Д.А. МАКАРОВ, А.И. ПАНОВ,

К.С. ЯКОВЛЕВ Федеральный исследовательский центр «Информатика и управление» РАН (г. Москва)

ОБ ОДНОМ ПОДХОДЕ К УПРАВЛЕНИЮ КОАЛИЦИЕЙ

АВТОНОМНЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ Коалиции сложных технических объектов, обладающих различной

функциональностью и выполняющих различные групповые задачи в неод-

нородной среде, являются предметом большого количества исследований в

области искусственного интеллекта и интеллектуального управления. При

этом учет индивидуальных особенностей при построении общего плана тре-

бует создания специальных моделей и методов решения групповых задач

планирования и управления, которые и рассматриваются в настоящем до-

кладе.

Отличительной чертой предлагаемого подхода является декомпози-

ция исходной задачи управления коалицией на ряд взаимосвязанных подза-

дач, каждая из которых будет решаться с привлечением своих представле-

ний информации, методов и алгоритмов, учитывающих специфику объек-

тов управления [1, 2]. В системе управления выделяются три уровня: реак-

тивный (или приводной), тактический и стратегический.

89

Основное внимание в докладе уделяется реактивному уровню, глав-

ной задачей которого является выработка управляющего сигнала в виде об-

ратной связи. Для синтеза управления предлагается ряд подходов, в частно-

сти, формирование обратной связи на основе представления уравнений ди-

намики математической модели в псевдолинейном виде, где правые части

дифференциальных уравнений формально линейны по состоянию и управ-

лению, но с коэффициентами, зависящими от состояния, которые, в свою

очередь, слабо нелинейные. В работах [3-6] такой подход иллюстрируется

на непрерывных и дискретных моделях в задачах стабилизации и слежения

по выходу. Численное моделирование для набора модельных задач пока-

зало, что такой метод позволяет строить нелинейное синтезирующее управ-

ление более эффективное с точки зрения рассматриваемого критерия, чем

линейное, и, в то же время, использующее меньшее количество вычислений

по сравнению с широко известным SDRE управлением [7].

На тактическом уровне управления рассматриваются задачи про-

странственной навигации объекта управления, в частности задача планиро-

вания траектории, а также задача согласования конфликтных траекторий.

Задача планирования траектории рассматривается как задача эвристиче-

ского поиска на графе специальной структуре – графе регулярной декомпо-

зиции, метрическом-топологическом графе (ГРД/МТ-графе). Для поиска

путей на этих графах используются как распространенные методы эвристи-

ческого поиска, такие как A*, JPS, Theta* и др., так и оригинальный метод

планирования с учетом геометрических ограничений – LIAN [8]. Для реше-

ния задач согласования конфликтных траекторий используются «жадные»

стратегии, которые в практическом плане более эффективные с вычисли-

тельной точки зрения по сравнению с методами, гарантирующими сходи-

мость к оптимальному решению (см., например, [9]).

Основная задача при управлении поведением сложного технического

устройства на стратегическом уровне – это приобретение концептуальных

знаний и планирование действий. Задача совместного планирования пере-

мещения и пространственных действий была решена авторами с привлече-

нием оригинальной психологически правдоподобной модели картины мира

субъекта деятельности. Был предложен метод решения задач по интеллек-

туальному перемещению на местности с препятствиями, в которой про-

странственные знания в картине мира представляются [10] с помощью

набора знаков, построенных на основе пространственной псевдофизической

логики Поспелова.

Итак, в докладе рассматривается ряд взаимосвязанных методов и ал-

горитмов, решающих задачу управления коалицией технических объектов.

Предполагается, что созданные на их основе системы управления позволят

90

существенно расширить автономность такой коалиции. Работа выполнена

при финансовой поддержке РФФИ (проекты № 17-07-00281-а, № 16-38-

60198-мол_а_дк).


1 Emel’yanov D., Makarov A.I., Panov K., Yakovlev. Multilayer cognitive

architecture for UAV control. // Cognitive Systems Research. 2016. Vol. 39. Pp. 58–

72.

2 Макаров Д.А., Панов А.И., Яковлев К.С. Архитектура многоуровне-

вой интеллектуальной системы управления беспилотными летательными ап-

паратами // Искусственный интеллект и принятие решений. 2015. № 3. С. 18–

33.

3 Дмитриев М.Г., Макаров Д.А. Гладкий нелинейный регулятор в сла-

бонелинейной системе управления с коэффициентами, зависящими от состоя-

ния // Труды Института системного анализа РАН. Т. 64. №4. 2014. С. 53-58.

4 Даник Ю.Э., Дмитриев М.Г., Макаров Д.А. Один алгоритм построе-

ния регуляторов для нелинейных систем с формальным малым параметром //

Информационные технологии и вычислительные системы. 2015. №4. С. 35-44.

5 Dmitriev M.G., Makarov D.A. The near optimality of the stabilizing con-

trol in a weakly nonlinear system with state-dependent coefficients //AIP Conference

Proceedings. Kazakhstan, Almaty, September 7–10, 2016.Vol. 1759, 20016 (2016).

Pp. 020016-1 – 020016-6. DOI: 10.1063/1.4959630

6 Макаров Д.А. Синтез управления и наблюдателя для слабо нелиней-

ных систем на основе техники псевдолинеаризации // Моделирование и анализ

информационных систем. 2017. Т. 24, № 6. С. 802–810.

7 Çimen T. Survey of state-dependent Riccati equation in nonlinear optimal

feedback control synthesis // Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2012.

Vol. 35. №. 4. Pp. 1025-1047.

8 Yakovlev K., Baskin E., Hramoin I. Grid-based angle-constrained path

planning // Proceedings of The 38th Annual German Conference on Artificial Intel-

ligence (KI’2015). Springer International Publishing 2015. Pp. 208-221.

9 Sharon G., Stern R., Felner A., Sturtevant N. R. Conflict-based search for

optimal multiagent path finding // Artificial Intelligence Journal (AIJ). 2015. Vol.

218. Pp. 40–66.

10 Панов А.И. Представление знаний автономных агентов, планирую-

щих согласованные перемещения // Робототехника и техническая киберне-

тика. 2015. № 4. С. 34-40.

91

УДК 681.5

В.Ф. ДИЛЬ1, В.Н. СИЗЫХ2

1Иркутский филиал Московского государственного технического университета

гражданской авиации 2Иркутский государственный университет путей сообщения

ОБОСНОВАНИЕ КОНЦЕПЦИИ СПИРАЛЬНОГО

ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ТРАЕКТОРНОГО КОНТУРА

УПРАВЛЕНИЯ ВС ПО ПЕРВЫМ И ОБЩЕМУ ИНТЕГРАЛАМ

ДВИЖЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ УРАВНЕНИЙ ЭЙЛЕРА

Одним из методов, позволяющим выполнить синтез системы управ-

ления для нелинейных объектов, является метод, основанный на концепции

обратных задач динамики (ОЗД), глубоко проработанный П.Д. Крутько и

другими видными учеными нашей страны.

Сущность обратных задач динамики сводится к нахождению управля-

ющих сил и моментов, под действием которых объект будет двигаться по

назначенной траектории. Применение методов ОЗД позволяет осуществить

синтез САУ как для линейных, так и для нелинейных объектов. При этом

синтезированный закон управления является оптимальным в смысле реали-

зации назначенной траектории движения объекта [1]. Ввиду того, что синтез

законов управления САУ методом ОЗД опирается на продувочные характе-

ристики модели ВС, то САУ становится адаптивной к изменяемым свой-

ствам ВС. Эти качества метода ОЗД позволяют утверждать о перспективно-

сти синтеза САУ подобным образом.

Для выполнения синтеза нелинейной САУ применяется математиче-

ская модель пространственного движения ВС. Основой математической мо-

дели (ММ), как и для большинства технических задач, является модель ВС

как абсолютно твердого тела. Вид ММ ВС приведен во многих научных и

учебных изданиях [2, 3].

ММ ВС включает динамические уравнения поступательного и враща-

тельного движений ВС в связанной СК, кинематические соотношения

между параметрами поступательного и вращательного движений, уравне-

ния связей между параметрами ВС, аэродинамические силы и моменты, вы-

раженные через безразмерные аэродинамические коэффициенты [2, 3].

Основные положения синтеза алгоритма вращательного движения ВС

по ускорениям сформулированы в статье [4]. В докладе на основе алгорит-

мов синтеза по старшим производным при минимизации локального функ-

ционала энергии по первым производным от ускорений [1] рассматрива-

ются собственные свойства вращательного движения ВС, которые опреде-

ляют его спиральное движение вокруг осей связанной системы координат.

92

Исследуются свойства устойчивости и неустойчивости спирального движе-

ния [3, 5], из которых определяются описывающий поверхности второго по-

рядка первый и общий интегралы пространственного движения ВС. Выво-

дится условие инвариантности, позволяющее теоретически обосновать и

практически реализовать идею постоянства пространственной частоты вра-

щения для получения аналитического решения уравнений Пуассона при оп-

тимизации траекторного контура управления ВС [4].


1 Крутъко П.Д. Обратные задачи динамики в теории автоматиче-

ского управления / П.Д. Крутько. М.: Машиностроение, 2004. 576 с.

2 Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и

их аналитическое конструирование / А. А. Красовский. М.: Наука, 1973.

240 с.

3 Ефремов А.В. Динамика полета / А.В. Ефремов, В.Ф. Захарченко,

В.Н. Овчаренко и др. / под ред. Бюшгенса Е. С. М.: Машиностроение, 2011.

776 с.

4 Диль В.Ф., Сизых В.Н. Методика синтеза законов управления лета-

тельным аппаратом на основе траекторного прогнозирования и метода об-

ратных задач динамики / Современные технологии. Системный анализ.

Моделирование. 2015. №4(48). С.134-137.

5 Буков В.Н., Сизых В.Н. Метод и алгоритмы решения сингулярно-

вырожденных задач аналитического конструирования регуляторов //Изв.

АН. Теория и системы управления. 2001. №5. С.43-61.

6 Беклемишев Д.В. Курс аналитической геометрии и линейной ал-

гебры. М. Физматлит. 2009. 312 с.

УДК 62.503.54

С.А. ДУБОВИК ФГАОУВО «Севастопольский государственный университет» (г. Севастополь)

КОНТРОЛЬ БОЛЬШИХ УКЛОНЕНИЙ ДЛЯ

СТАБИЛИЗИРУЕМЫХ РЕЖИМОВ ДВИЖЕНИЯ1

Общепринятый подход к стабилизации движения сводится к синтезу

контура, обеспечивающего (асимптотическую) устойчивость замкнутой си-стемы. И это действительно приемлемое решение, если можно оставить в

1 Работа выполнена при финансовой поддержке РНФ (грант № 17-11-01220 от 18.05.2017 г.)

93

стороне нетипичные реализации возмущений, руководствуясь малой веро-ятностью их возникновения. В противном случае, когда вопросы надежно-сти и безопасности не могут быть оставлены без внимания, возникает про-блема контроля таких редких нештатных ситуаций. Пример из теории по-лета: контур стабилизации горизонтального прямолинейного движения строится в рамках (штатный процесс) малых уклонений от балансировоч-ного режима, но это не исключает того, что в процессе эксплуатации возму-щения приведут состояние процесса на границу эксплуатационной области, в частности, к угрозе сваливания. Для преодоления таких, пусть и редких, ситуаций необходимо иметь средство их своевременной идентификации и такую возможность дают методы анализа больших уклонений, среди кото-рых мы отдаем предпочтение теории А. Вентцеля и М. Фрейдлина (ВФ) [1].

Будем рассматривать стохастическую систему для n - вектора состо-

яния )(~~ txx :

wxxax )~()~(~ , 0x0x ~)(~ , (1)

где 0 – малый параметр, w – k -вектор возмущений типа «белого шума»,

Е – эксплуатационная область в nR , функции ,a – гладкие.

Большие уклонения – это события, связанные не с окрестностью сред-него (когда бы событие было типовым, а не редким), а с «хвостами» распре-деления. Ключевым моментом в анализе больших уклонений является пре-образование исходной меры, характеризующейся параметром , в другую

меру, для которой рассматриваемое событие является типовым. Это смеще-

ние распределения определяется для n -векторных функций ,t fttt 0,

интегрально-квадратичным функционалом ),(0

vSftt , называемым норми-

рованным функционалом действия, который связывается с анализируемым событием с помощью уравнения путей:

Exva ∈)0(,)()( 0 , (2)

соотношением:

f

f

t

t

Ttt dtvvvS

0

0 2

1),( , (3)

и характеризует затрудненность (затратность) перевода системы (2) из начального состояния в заданное ).( ft

Результат ВФ в том, что этот же критерий (3) показывает, насколько «затратно» для шума w в (1) направить x~ вдоль пути . Более того, уста-

навливается однозначная (но асимптотическая по ) связь между этой «за-тратностью» (3) и вероятностью: чем более «затратно» движение (1) вдоль , тем оно менее вероятно и наоборот. Это позволяет оценивать вероятно-

сти возможного движения (1) в направлении какого-либо критического со-

94

стояния, которое следует добавить к (2),(3) в виде конечного условия, за-вершающего формирование некоторой задачи Лагранжа в форме Понтря-гина (задачи ЛП) [2, 3].

Обозначив O – область притяжения состояния равновесия невоз-

мущенной системы (получается из (1) при 0 ) и область D , такую что DE O , запишем критическое условие:

)( ft DO / . (4)

Если в уравнении (1) xAxa )( , )(x , а матрица A - гурвицева,

то удается построить аналитическое решение задачи ЛП (2)-(4) и, на этой основе – алгоритм контроля больших уклонений [3], который используется для прогноза сваливания маневренного самолета с математической моде-лью, учитывающей взаимосвязь продольного и бокового движений [4].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1 Вентцель А.Д., Фрейдлин М.И. Флуктуации в динамических систе-

мах под действием малых случайных возмущений. М.: Наука, 1979. 424с. 2 Дубовик С.А. Использование квазипотенциалов для контроля боль-

ших уклонений управляемых процессов // МАУ, т.17, №5, 2016. – С.301-307. 3 Дубовик С.А. Асимптотические методы в синтезе систем интеллек-

туального и автономного управления // Интеллектуальные системы, управ-ление и мехатроника, Севастополь, 2017. Сб. докладов. С. 8-17.

4 Vukobratovic M., Stojic R. Modern Aircraft Flight Control. Springer-Verlag, 1988. 288c.

УДК 681.63, 629.7.058.53

М.А. ЗАМЫСЛОВ, А.М. МАЛЬЦЕВ, М.С. МОРДАНЬ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

РАЗРАБОТКА КОРРЕКТОРА-ЗАДАТЧИКА ВЫСОТЫ

САМОЛЕТА ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ С

ОПТИМАЛЬНОЙ ОБРАБОТКОЙ СИГНАЛОВ В РЕЖИМЕ

«КОРРЕКЦИЯ»

Ранее в [1] были рассмотрены задачи, подлежащие решению в инте-

ресах обеспечения безопасности полетов и повышения эффективности вы-полнения самолетом транспортной категории летных задач, требующих

95

точного выдерживания заданной высоты полета, а также разработаны стати-стическая модель корректора-задатчика высоты (КЗВ) полета самолета и ал-горитм оптимального оценивания сигналов КЗВ в режиме «коррекция» на основе теории калмановской фильтрации [2].

Для решения этой задачи была разработана статистическая модель корректора-задатчика высоты самолета транспортной категории с опти-мальной обработкой сигналов на основе применения непрерывного фильтра Калмана.

Далее в работе рассмотрена такая статистическая модель КЗВ и ее точ-ностные характеристики, а также результаты сравнения точностных харак-теристик штатного КЗВ [1] и корректора с оптимальной обработкой сигна-лов, функционирующих в режиме «коррекция».

При моделировании принимались исходные данные, приведенные в [1] и в [3-5].

Анализ полученных зависимостей позволяет сделать следующие выводы.

Применение оптимальной обработки сигналов корректора-задатчика высоты на основе калмановской фильтрации позволяет повысить точность определения величины отклонения барометрической высоты от заданного уровня. Причем это повышение наиболее существенно при значениях сред-него квадратического отклонения флуктуаций атмосферного давления σРs, превышающих 80-100 Па (выигрыш лежит в пределах (15-18) % более. Так, при значениях σРs, лежащих в пределах 100-170 Па абсолютный прирост точности достигает значения 4 - 6 м., а в диапазоне σРs 170-300 Па состав-ляет около 6 - 9 м. При малых значениях ошибок σРs (от 0 до 75 Па) выиг-рыш практически отсутствует, что хорошо согласуется с данными работ [6-8].

Таким образом, результаты моделирования подтверждают целесооб-разность применения корректора задатчика высоты, оснащенного предлага-емым вариантом построения оптимального фильтра.


1 Замыслов М.А., Мальцев А.М., Мордань М.С. Разработка

математической модели корректора-задатчика высоты. АЖЧ, 2017 г. 2 Замыслов М.А., Курышин В.И., Лихачева Н.В. Применение методов

оптимальной фильтрации в пассивных системах самонаведения беспилотных летательных аппаратов. Сборник Всероссийской НТК, ВАИУ, 2009.

3 Тактико-технические данные и особенности систем самолета Ил-76. ВВА им. Ю.А. Гагарина, 1976.

4 Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы и информационно-измерительные системы и комплексы /Под ред. В.Г. Воро-бьева. М.: Транспорт, 1992. 399 с.

96

5 Самолет Ил-76. Часть II. Авиационное оборудование. М.: Воениздат, 1990.

6 Ярлыков М.С. Статистическая теория радионавигации. М.: Радио и связь, 1985. 344 с., ил.

7 Брайсон А., Хо Юши. Прикладная теория оптимального управления. М.: Мир, 1972, 543 с.

8 Максимов М.В., Меркулов В.И. Радиоэлектронные следящие системы. Синтез методами теории оптимального управления. М.: Радио и связь, 1990.

УДК 681.63

М.А. ЗАМЫСЛОВ, А.М. МАЛЬЦЕВ, С.Б. МИХАЙЛЕНКО ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОВ НЕЧЕТКОЙ ЛОГИКИ В

СИСТЕМАХ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО РАСПОЗНАВАНИЯ

ОПАСНЫХ ЛЕТНЫХ СИТУАЦИЙ

Рассмотрена задача совершенствования автоматизированных проце-

дур распознавания начальных стадий возникновения опасных летных ситу-

аций (ОЛС), то есть такого изменения основных параметров полета (ОПП),

которое может привести к летным происшествиям (катастрофам). Такие

процедуры с учетом нечеткости информации целесообразно реализовывать

с использованием подхода, основанного на методах теории нечетких мно-

жеств и нечеткой логики [1-4].

В качестве управляющих характеристик используются отклонения

ОПП летательного аппарата (ЛА) от значений, поддерживаемых системами

стабилизации параметров полета (демпферами, автоматами устойчивости),

оказывающие существенное влияние на устойчивость пространственного

движения ЛА на всех основных (типовых) этапах полета (например, взлет,

набор высоты, полет по маршруту, маневрирование, снижение, заход на по-

садку и посадочный режим).

Формально процедура автоматизированного распознавания началь-

ных стадий возникновения ОЛС рассматривается в виде двух этапов. На

первом, предварительном, этапе реализуется процедура выбора основных

параметров полета ЛА и их ранжирования по степени важности на всех эта-

пах полета, а на втором - процедура выбора наиболее предпочтительных

альтернатив [5], обеспечивающих выход ЛА из ОЛС, предшествующих лет-

ным происшествиям, найденных с использованием методов теории нечет-

ких множеств и нечеткой логики.

97

На основе предложенного подхода может быть разработана полноцен-

ная автоматизированная система распознавания ОЛС для всех основных

этапов полета ЛА (взлет, набор высоты, полет по маршруту, маневрирова-

ние, снижение, заход на посадку и посадочный режим).


1 Леоненков А.В. Нечеткое моделирование в среде MATLAB и

fuzzyTECH . СПб.: БХВ-Петербург, 2005.-736 с: ил.

2 Лебедев Г.Н., Алисултанов Ш.М. Нечеткое управление геологораз-

ведочным полетом ДПЛА в сложных погодных условиях // Информацион-

ные технологии, 2000, №8.

3 Замыслов М.А., Михайленко С.Б., Замыслов Е.М., Замыслов А.М.

Применение методов теории нечетких множеств и отношений для решения

задачи выбора потребителем наиболее предпочтительных поставщиков по

совокупности показателей. // Информационные технологии, №5, 2002.

4 Богомолов А.В. Использование лингвистических переменных и ме-

тодов обработки экспертной информации для автоматизированного распо-

знавания ранних стадий нарушений функционального состояния человека //

Информационные технологии, 2000, №8.

5 Мистров Л. Н., Замыслов М.А., Михайленко С.Б. Эквивалентность

методов выбора альтернативных вариантов группового ранжирования на

основе аппарата теории нечетких множеств.// Техника машиностроения,

Вып. 4(76), 2010.

УДК 623.624

А.А. КОЛКК, М.И. ХАЮТИН, А.М. ХАЮТИН Филиал ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина»

в г. Челябинске

ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ В СИСТЕМАХ

УПРАВЛЕНИЯ КОМПЛЕКСАМИ РАДИОЭЛЕКТРОННОГО

ПОДАВЛЕНИЯ

Перспективные радиолокационные системы снабжаются устрой-

ствами искусственного интеллекта, позволяющими в процессе работы ана-

лизировать электронную обстановку и вырабатывать наиболее оптималь-

ные решения в отношении режимов работы. При РЭП искусственный ин-

теллект будет автоматически менять алгоритмы работы, включать средства

помехозащиты, менять параметры излучаемых сигналов и прочее.

98

Работа всего комплекса зависит от разработанных алгоритмов и про-

грамм, обеспечивающих функционирование отдельных подсистем ком-

плекса, а также управление системой как единым целым.

Решение задачи.

Данные алгоритмы предлагается совершенствовать путём внедрения в

систему обнаружения, слежения и распознавания типа РЭС метода оптималь-

ной фильтрации и аппарата нечёткой логики.

Применение оптимальной фильтрации уменьшает ошибку измерения

параметров типа РЭС, а также слежения за РЭС, имеющими быструю пере-

стройку f, исключая возможность срыва слежения за данными РЭС и приня-

тия решения о возможном облучении другой РЭС.

Модернизация современного бортового оборудования позволяет вне-

сение изменений в тактическую обстановку и вывод из неё на дисплей во

время полёта, что позволяет корректировать логику работы БКО в полёте.

Решение задачи сужения исходного множества типов, характеризуемых

нечеткой информацией качественного характера, до подмножества оптималь-

ных типов проведем с использованием формальных процедур анализа и вы-

бора, построенных на основе теории нечетких множеств.

Задача заключается в том, чтобы по данной информации выполнить

правильное распознавание, т.е. сделать рациональный выбор типа из исход-

ного множества Z.

Решение сформулированной задачи будем искать, опираясь на поня-

тие нечеткого множества недоминируемых (н.д.) альтернатив (типов).

Для нахождения множества н.д. типов РЭС по множеству параметров

К при каждом фиксированном lЄL рассмотрим новое нечеткое множество (Z,

𝜇𝜃1𝑙, где 𝜇𝜃1𝑙

, - функция принадлежности пересечения 𝜃1𝑙 исходных отноше-

ний 𝜓𝑙𝑘(𝜃1𝑙 = ⋂ 𝜓𝑙𝑘𝐾 . Подмножество н.д. альтернатив в множество (Z, 𝜇𝜃1𝑙)

совпадает с множеством н.д. альтернатив для исходного набора функций μψl

(𝑧𝑖 , 𝑧𝑗 , 𝑘).

𝜇𝜓нд(z) = 𝑖𝑛𝑓

𝑧𝑖∈𝑧[1 − 𝑚𝑎𝑥{0, 𝜇𝜓(𝑧1, 𝑧) − 𝜇𝜓(𝑧1, 𝑧2)}] = (1)

= 1 − sup𝑧𝑖∈𝑧

𝑚𝑎𝑥 {0, 𝜇𝜓(𝑧1, 𝑧) − 𝜇𝜓(𝑧1, 𝑧2)},

Свертка исходных отношений вида (2) не учитывает различия пара-

метров по важности, задаваемые н.о.п. 𝜆. Поэтому выражение (3) не может

считаться окончательным решением для 𝑙 ∈ 𝐿. Для учета различий парамет-

ров по важности введем свертку отношений другого вида [5]:

𝜇𝜃2𝑙(𝑧, 𝑧𝑖) = ∑ 𝛿𝜆𝑗𝜇𝜓𝑙(𝑧, 𝑧𝑖 , 𝑘𝑗),

𝑛𝑗=1 ∑ 𝛿𝜆𝑗 = 1,𝑛

𝑗 ≥ 0, 𝑗 = 1, 𝑛, (4)

99

Результирующее множество н.д. типов РЭС, по оценкам эксперта lЄL,

находим как пересечение множеств 𝜇𝜃1𝑙

нд и 𝜇𝜃2𝑙

нд [8], функция принадлежности

которого 𝜇𝑙нд(z) определяется выражением

𝜇𝑙нд(z) = min{𝜇𝜃1𝑙

нд (z), 𝜇𝜃2𝑙

нд (z)}. (7)

Таким образом, введение свертки (4) позволило получить дополни-

тельную информацию об относительной степени недоминируемости типов

с учетом важности параметров.

Проиллюстрируем работоспособность методики простым примером.

Пусть задано исходное множество возможных типов РЭС Z={zi, i=1-

4}, где z1 – тип «1» (объекты 1 типа), z2 – тип «2»(средства поражения сред-

ней дальности); z3 – «3» (средства поражения большой дальности); z4 – «4»

(объекты второго типа). В качестве элементов множества параметров K={ki,

i=l,4}, по которым надо выбрать рациональное множество типов РЭС для их

использования при синтезе типов, взяты: несущая частота, вид излучения

(непрерывное, импульсное), длительность импульса, период повторения

(частота следования) импульсов. k1 - несущая частота; k2 - вид излучения

(непрерывное, импульсное); kз - длительность импульса; k4 - период повто-

рения (частота следования) импульсов.

Расчёты показывают, что подход к выбору сравниваемых параметров

верен. В дальнейшем, используя данные расчёты, разрабатываем нечёткий

проект «Распознавание типов РЭС» [3], где параметры для определения

типа РЭС выбираем: несущая частота, вид излучения, длительность им-

пульса, период повторения, признак. Исследования показывают эффектив-

ность применения нечётких множеств в совершенствовании алгоритмов ра-

боты систем управления бортовыми комплексами.

УДК 629.7.05

В.А. КРИВОНОЖЕНКОВ, Д.И. ЕГОРОВ ФГУП «ГосНИИАС» (г. Москва)

О СОВРЕМЕННОМ СОСТОЯНИИ АППАРАТНЫХ СРЕДСТВ

ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

За весь период существования воздушной навигации, авиационные

навигационные средства претерпели существенные изменение [1]. На заре

становления авиации они были представлены отдельными приборами и в

процессе эволюции трансформировались сначала в отдельные системы, ин-

100

тегрированные комплексы и к настоящему времени приобрели вид высоко-

технологичного навигационного контура (рисунок 1) в общей структуре

комплекса бортового оборудования (КБО) самолёта, построенного на прин-

ципах интегральной модульной авионики (ИМА). Навигационный контур

(НК), представленный на рисунке 1, включает в себя отдельные навигаци-

онные системы, играющие роль датчиков первичной навигационной инфор-

мации, бортовые специализированные вычислители из состава информаци-

онно-управляющей системы (ИУС), интегрированные в бортовые вычисли-

тельные станции (БВС), работающие под управлением операционной си-

стемы реального времени (ОС РВ) и информационно-управляющее поле ка-

бины (ИУПК).

Стоит отметить тот факт, что одним из ключевых компонентов борто-

вого оборудования, соответствующего концепции ИМА, является ОС РВ

[2]. Именно ОС РВ несет на себе основную нагрузку по обеспечению пред-

сказуемого, надежного и безопасного функционирования программного

обеспечения бортовых систем, а также их взаимодействия.

Под интегрированной модульной авионикой понимается концепция

построения бортового комплекса, базирующегося на открытой сетевой ар-

хитектуре и единой вычислительной платформе [3].

Важной особенностью такой архитектуры является отсутствие жест-

ких связей между датчиками первичной информации и вычислительными

средствами. Это позволяет реализовать динамическую реконфигурацию

структуры КБО с соответствующим перераспределением ресурсов. Современные БВС обладают достаточной производительностью, для

обработки навигационных параметров и подготовки их к визуализации с требуемой реактивностью. Непосредственный интерфейс между экипажем и аппаратными средствами навигации осуществляется посредством ИУПК, которое представляет информацию о состоянии навигационных параметров путём вывода их на многофункциональные цифровые индикаторы.

Существо такого подхода заключается в возможности построения НК как в виде строго иерархичной, так и произвольной структуры за счет гиб-кой настройки информационно-логических связей между его элементами.

Рисунок 1 – Контур навигации

ОТДЕЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ

СИСТЕМЫ (ДАТЧИКИ)

ВЫЧИСЛИТЕЛИ ИУС

ИУПК

101

Такой подход построения НК даёт возможность использовать весь спектр навигационной информации, получаемой от систем, работа которых основана на различных физических принципах.

В настоящее время алгоритмы вычисления навигационных парамет-ров позволяют устранять погрешности сигналов навигационных датчиков с достаточной точностью и надёжностью.

Современные навигационные системы обладают рядом положитель-ных и отрицательных свойств.

Компенсировать отрицательные и сохранить положительные особен-ности отдельных систем позволяет комплексная обработка сигналов различ-ных систем.

Задачи коррекции навигационных показаний могут решаться в зави-симости от условий работы обеспечивающих автономность, скрытность и помехозащищённость, что позволит качественно и в срок выполнять задачи, поставленные перед современным ЛА как в мирное, так и в военное время.


1 Ефремов А.Ф., Фесенко С.Н., Лосик Ю.О., Кривоноженков В.А.

Авиационные приборы и информационно-измерительные системы. Учеб-

ное пособие. Издание ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А.

Гагарина», 2010 г., 395 с.

2 Под редакцией Джанджгавы Г.И. Навигация летательных аппара-

тов в околоземном пространстве. М.: ООО «Научтехлитиздат», 2015 г., 592

с.

3 Джанджгава Г.И. Перспективные направления развития авионики.

Вторая Всероссийская научно-техническая конференция «Навигация, наве-

дение и управление летательными аппаратами». Тезисы докладов. М.: ООО

«Научтехлитиздат, 2015 г., 308 с.

УДК 629.7.05

Н.В. КУЛАНОВ, А.А.ГОЛУБЕВА ФГУП ГосНИИАС (г. Москва)

МЕТОДИКА ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ ЭТАПА ВЗЛЁТ

САМОЛЁТОВ ГРАЖДАНСКОЙ И ВОЕННО-ТРАНСПОРТНОЙ

АВИАЦИИ

Взлёт самолётов гражданской и военно-транспортной авиации явля-

ется одним из важнейшим этапов полёта, на котором имеет место повышен-

ная аварийность и возможность развития различных нештатных ситуаций.

102

Как правило, сценарий взлёта определяется рядом инструкций и руководя-

щих документов, к числу которых относится Руководство по лётной эксплу-

атации (РЛЭ) конкретного воздушного судна (ВС). В этих документах ре-

гламентируются значения основных параметров, определяющих режим

движения ВС на этапе взлёт. Такими параметрами в достаточно общем слу-

чае являются:

-положение (δзад) рукоятки управления двигателями (РУД) при раз-

беге ВС по полосе;

-значение скорости V1, при которой экипаж в процессе разбега должен

принять решение о продолжении либо о прекращении взлёта;

-значение скорости Vп.ст., на которой перемещением штурвала (или

другого соответствующего органа управления) командир ВС создаёт задан-

ное значение угла тангажа υзад;

-значение скорости V2, при которой происходит отрыв от полосы и

дальнейшее увеличение скорости до безопасного значения;

-значение безопасной скорости взлёта V2+(20-30)км/час, при которой

разрешается изменение отдельных параметров полёта;

-значение высоты НСН.Т, на которой происходит снижение тяги путём

перемещения РУД в новое положение δсн.т= δзад.- Δ;

- значение высоты Нраз. > НСН.Т, на которой командир ВС обеспечивает

нарастание скорости с дальнейшим увеличением высоты уменьшая угол

тангажа на величину Δυ;

- значения скоростей V3, V4, на которых происходит поэтапное изме-

нение конфигурации крыла до полётного («гладкого») состояния;

-дальнейший полёт продолжается до выхода ВС на заданную высоту

Нзад. и скорость Vзад..

В руководящих документах значения указанных параметров δзад,

Vп.ст., υзад., НСН.Т., Δ, Нраз., Δυ, V1, V2,V3, V4 как правило приводятся для неко-

торых стандартных условий. Реальные же условия взлёта, такие как высота

аэродрома, угол наклона полосы и коэффициент трения колёс при разбеге,

состояние атмосферы (температура, давление, влажность), аэродинамиче-

ские характеристики и тяговые характеристики двигателей, могут отли-

чаться от стандартных. Эти обстоятельства требуют разработки методов

определения рациональных (оптимальных) значений указанных параметров

для всей совокупности возможных значений условий применения конкрет-

ного ВС.

В основу предлагаемой методики положена оптимизация критериев

стоимости, расхода топлива и времени выполнения этапа взлёт при выполне-

нии ряда ограничений. К ним относятся:

-располагаемая длина разбега;

103

-допустимые значения скорости отрыва от полосы;

-ограничения на приборную скорость и высоту в процессе взлёта;

-допустимое время движения от момента подъёма передней стойки

шасси до момента отрыва;

-выполнение заданной последовательности действий по управлению

двигателем и механизацией крыла (выполнение предписанного сценария

этапа взлёт);

и возможные другие ограничения, обеспечивающие заданный уровень

комфорта пассажиров и влияния на окружающую среду при наличии форма-

лизованных моделей этих факторов.

В качестве основной концепции решения этой задачи положено не ис-

пользование каких-либо аппроксимаций значений искомых параметров в

виде таблиц или формульных зависимостей, а использование динамических

моделей движения ВС и методов оптимизации.

Решение этой задачи проводится с использованием разработанного

программно-аппаратного комплекса САиПР (среда анализа и поиска реше-

ний) предназначенного для решения множества вопросов составляющих

проблему вертикальной навигации.

При рассмотрении этапа взлёт в качестве модели движения ВС ис-

пользуется модель движения центра масс ВС в плоско-параллельном грави-

тационном поле с учётом изменения массы. Модели аэродинамических ха-

рактеристик ВС, высотно-скоростные и климатические характеристики дви-

гателей представлены в форме полиномов и построятся на основе таблич-

ных данных полученных от головных организаций. Разработанная в САиПР

модель атмосферы имеет универсальный вид и обеспечивает возможность

моделирования как стандартной атмосферы, так и использование данных те-

кущего состояния атмосферы.

В основе методики решения поставленной задачи лежит последова-

тельное снижение размерности вектора параметров взлёта основанное на

анализе их релевантности и учёте влияния на безопасность движения ВС в

пределах заданных ограничений.

Разработанная методика оптимизации релевантных параметров вклю-

чает в себя последовательную оптимизации параметров и методы поиска их

конкретных значений. При этом определены области возможных значений

параметров, что позволяет существенно ускорить их поиск в каждом кон-

кретном случае.

Результаты демонстрируются на примере самолёта с характеристи-

ками подобными типичному среднемагистральному ВС.

104

Предлагаемые методы и алгоритмы предполагается использовать при

разработке систем самолётовождения ВС гражданской и военно-транспорт-

ной авиации.

УДК 629.7.05

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Л.С. ТИМОФЕЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПУТИ РАЗВИТИЯ АВТОМАТИЧЕСКИХ СИСТЕМ

РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ

На современном самолете оперативно тактической авиации, во

время полета, экипаж подвергается воздействию множества неблагопри-

ятных факторов, среди которых особое место занимают резкие перепады

давления, вызывающие изменения в функциональном состоянии экипажа

от некомфортных состояний до потери сознания. Поэтому резкие пере-

пады давления, возникающие при маневрировании высокоскоростных са-

молетов, относят к наиболее серьезным экстремальным факторам, суще-

ственно влияющим на безопасность полетов [1].

Чаще имеют место резкие перепады давления при наборе, либо по-

тере высоты в вертикальной плоскости, на высотах от 1500 м до 7000 м.

Наиболее опасным перепадом давления является резкая разгерметизация

кабины самолета на высотах от 8000 м до 11000 м [1].

Повышение устойчивости летчика к перепадам давления достига-

ется прежде всего техническими средствами, поскольку фармакологиче-

ские методы находятся в стадии теоретического и экспериментального

изучения. Известно, что наиболее широкое практическое применение

нашли высотно-компенсирующие костюмы (ВКК) и герметические ка-

бины (ГК) с системой автоматического регулирования давления (САРД)

воздуха в ней. Использование ВКК начинается при разгерметизации ГК

на высотах более 11000 м, т.е. используется не на всем протяжении по-

лета. Поэтому основным средством защиты экипажа от перепадов давле-

ния на протяжении всего полета является ГК [1].

В целях безопасности полетов накладывается ограничение макси-

мально допустимой скорости перепада давления, а также максимальное

избыточное давление, что равносильно ограничению маневренных харак-

теристик самолета. Проблема безопасности полетов обострились с появ-

лением высокоманевренных самолетов, где скорость наборы высоты во

много раз превышает допустимую скорость изменения давления в ГК. Так

как скорость изменения давления воздуха и избыточное давление строго

105

определена руководящими документами, то соблюдение накладываемых

ограничений не позволяет в полной мере использовать все маневренные

возможности самолетов. В свою очередь, использование в полной мере

всех маневренных свойств современных и перспективных самолетов не

удовлетворяет требованиям руководящих документов. Таким образом,

возникает задача поддержания избыточного давления и скорость его из-

менения в требуемых пределах и возможность использовать маневренные

свойства самолетов в полном объеме.

В настоящее время можно выделить несколько путей решения по-

ставленной задачи. Первый: обоснование и изменение требований к

уровню поддержания давления и системам САРД. Второй: изменение

конструкции средств САРД. Третий: алгоритмическое обеспечение ра-

боты САРД.

Первый и второй пути решения задачи являются наиболее трудоем-

кими и трудозатратными, что в условиях экономии денежных средств не

целесообразно.

Для решения поставленной задачи предлагается алгоритм измене-

ния давления воздуха в ГК, учитывающий все накладываемые ограниче-

ния. Реализация алгоритма предполагается в среде математического мо-

делирования MATLAB, где производится исследование возможностей ал-

горитма. Аппроксимация процесса изменения давления воздуха в ГК при-

ближена к реальному. Ее применение позволит оценить изменение давле-

ния воздуха, а также произвести регулирование давления в требуемых

пределах. Полученные результаты позволяют своевременно произвести

регулирование давления воздуха в ГК, путем управления регулирующими

органами (клапанами подачи и регулирования) и компенсировать разницу

текущего давления воздуха с требуемым [2,3].

Таким образом, разработанный алгоритм регулирования давления

воздуха в ГК и реализованный в математической среде программирова-

ния MATLAB позволяет в полной мере провести моделирование процесса

изменения давления воздуха в ГК и осуществить регулирование давления

воздуха не выходя за рамки накладываемых ограничений.


1 Илюшин Ю.С., Олизаров В.В. Системы обеспечения жизнедеятель-

ности и спасения экипажей летательных аппаратов. Издание ВВИА им.

проф. Н.Е. Жуковского, 1972. 492 с.

2 Кучевский С.В., Мацко Д.А. Поддержание давления воздуха в гер-

метической кабине истребителя при маневрировании / Межвузовский сбор-

ник научных трудов. Краснодар, 2017. С. 119-123.

106

3 Кучевский С.В., Онуфриенко В.В., Захарин А.В. Алгоритмическое

обеспечение системы автоматического регулирования давления воздуха /

Инновационные технологии в образовательном процессе. Материалы XVII

Всероссийской научно-практической конференции. Краснодар, 2015. С.

221-225.

УДК 629.7.067

Ю.А. МАЙОРОВА Московский психолого-социальный университет (г. Москва)

СООТНОШЕНИЕ ЧЕЛОВЕЧЕСКОГО И

ОРГАНИЗАЦИОННОГО ФАКТОРОВ АВАРИЙНОСТИ В

КОММЕРЧЕСКОЙ АВИАЦИИ РОССИИ

С переходом от концепции абсолютной безопасности полетов (БП)

к концепции приемлемого риска международные стандарты безопасности

допускают риск авиационного происшествия (АП) как результат неблаго-

приятного воздействия совокупности причинных факторов, которые

можно классифицировать по категориям: «Человек», «Техника»,

«Среда». Основной группой наиболее значимых причинных факторов

отечественной авиации считается «человеческий», на который прихо-

дится от 70% до 80% всех АП [1].

Эволюция мышления при решении проблемы БП отразилась на пе-

рераспределении приоритетов среди причинных факторов. Технические

факторы преобладали до 70-х годов, но в 60-е началась эра «Человече-

ского фактора» («ЧФ») с нарастающим преобладанием над техническими

факторами до середины 90-ых; в 80-е из «ЧФ» в мировой авиационной

отрасли выделились организационные факторы с нарастающим преобла-

данием к 2000-ым и продолжающимся преобладанием по настоящее

время [2, с. 2-2, 2-3].

В отечественной авиации организационные факторы по сложив-

шейся традиции относят к «ЧФ», в которых, главным образом и в первую

очередь, преобладает «Экипаж». При расследовании АП организацион-

ные факторы выделяются из «ЧФ» крайне редко, при расследовании авиа-

ционных инцидентов – чаще, но не на много. По-прежнему причиной

авиационного события отмечается действие (бездействие) членов эки-

пажа, даже если условия полета крайне усложнены влиянием факторов

категорий «Техника» и «Среда».

107

Классификатор Руководства по информационному обеспечению ав-

томатизированной системы безопасности полетов выделяет в группе

«ЧФ» организационные факторы [3].

«Факторы человека»:

- командно-руководящий состав (предприятий и организаций):

*недостатки подготовки и обучения персонала;

*недостаточный контроль;

*недостатки в организации работ;

*недостатки регламентирующих документов.

- персонал управления воздушным движением;

- экипаж воздушного судна;

- персонал инженерно-авиационной службы:

* недостатки в организации работ и контроле;

* нарушение технологии работ;

* недостатки во взаимодействии с другими службами.

- персонал авиаремонтного предприятия, конструкторского бюро, за-

вода-изготовителя.

Причины реального преобладания организационных факторов в

аварийности гражданской авиации России [4]:

1. Несовершенство государственной нормативно-правовой базы в

области БП. Прежняя (отечественная) забыта или упразднена, а новая (за-

рубежная) не освоена. Обновление идет медленно, с низким качеством.

Решение проблемы: использование международных стандартов,

например, стандартов безопасности IOSA [5], при условии официального

профессионального перевода и приведения в соответствие с отечествен-

ной терминологией.

2. Низкий профессиональный уровень руководителей, недостаток

или отсутствие специальных знаний.

Решение проблемы: совершенствование государственной системы

профессионального образование, обучение руководящего состава госу-

дарственных учреждений и коммерческих предприятий.

3. Отсутствие соответствующего, общего для всех поставщиков

авиационных услуг, методического обеспечения процедур управления

БП.

Решение проблемы: Переработка (обновление) Государственной

программы обеспечения БП с разработкой единого методического и нор-

мативного обеспечения типовых Систем управления уровнем безопасно-

сти полетов (СУБП).

4. Децентрализация управления БП на государственном уровне.

108

Решение проблемы: поэлементная интеграция СУБП поставщиков

авиационных услуг в рамках авиационно-транспортной системы [6].

5. Низкая культура БП (на государственном и на корпоративном

уровнях).

Решение проблемы: популяризация вопросов БП при подготовке

кадров, обучении персонала и информационном обеспечении (обмене ин-

формацией о БП).

Комплексное решение перечисленных проблем создаст научно-

практическую базу для снижения риска, обусловленного влиянием наибо-

лее значимых неблагоприятных факторов (человеческого и организаци-

онного), и повышения уровня БП в отечественной гражданской авиации

до среднего уровня по IATA, т.е. не менее, чем в два раза относительно

текущего.


1 Ушаков И.Б. Богомолов А.В., Гридин Л.А., Кукушкин Ю.А. Мето-

дологические подходы к диагностике и оптимизации функционального со-

стояния специалистов операторского профиля. М.: «Издательство «Меди-

цина», 2004. 136с.

2 Руководство по управлению безопасностью полетов (РУБП). Из-

дание третье. Doc.9859 AN/460. ИКАО, 2013.

3 Руководство по информационному обеспечению автоматизиро-

ванной системы безопасности полетов воздушных судов гражданской авиа-

ции Российской Федерации (АСОБП). М.: ООО «Аэронавигационное кон-

салтинговое агентство», 2002. 192 с.

4 Гузий А.Г., Майорова Ю.А. Организационные факторы аварийно-

сти в гражданской авиации России./К.Э. Циолковский. Проблемы и буду-

щее российской науки и техники. Материалы 52–х Научных чтений памяти

К.Э. Циолковского. Калуга: Изд-во АКФ «Политоп», 2017. 516 с. С. 227-

220.

5 IOSA Standards Manual. Edition 11. IATA, 2017.

6 Гузий А.Г., Мишин А.В. Перспективы и направления интеграции

СУБП эксплуатантов воздушных судов и поставщиков обслуживания. /

Сборник трудов Общества независимых расследователей авиационных про-

исшествий. Выпуск № 28. М., 2016. С. 154-159.

109

УДК 623.462.5

А.А. МИХАЙЛОВ АО «Гос МКБ «Вымпел» им. И.И. Торопова» (г. Москва)

ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ

БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С

ВЫСОКИМИ МАНЕВРЕННЫМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ

Рассматриваемая инерциальная система управления (ИСУ) предна-

значена для комплектации изделия класса «воздух-воздух» ближнего манев-

ренного воздушного боя.

Разработка ИСУ в заданных малых массо-габаритных характеристи-

ках возможна при создании ее по принципу бесплатформенной инерциаль-

ной навигации, с применением датчиков первичной инерциальной инфор-

мации с использованием малогабаритной быстродействующей вычисли-

тельной машины.

Помимо решения непосредственно задач стабилизации изделия си-

стема стабилизации должна обеспечить защиту, исключающую критиче-

ские режимы полета. Для ее решения предлагаются конкретные схемы огра-

ничения фазовых координат системы, дополняющие структуру контуров, а

фактически реализующие ограничение углов атаки, пеленга, нормальных

ускорений, а также отклонений органов управления на всех участках траек-

тории полета.

Специальный алгоритм позволяет производить ограничение угла

атаки и пеленга в рамках структуры контура системы стабилизации попе-

речных ускорений, используя величину угла атаки, определенную по ин-

формации инерциальной навигационной системы. Алгоритм ограничения

корпусного угла атаки построен так, что система переходит в режим стаби-

лизации угла атаки, поддерживая его на допустимом уровне. Наличие в кон-

туре перегрузки интеграла обеспечивает астатизм процессов стабилизации

угла атаки, а погрешности аппроксимации аэродинамических характери-

стик влияют только на динамику стабилизации.

Ограничение угла пеленга – необходимая функция, которая должна

выполняться системой стабилизации изделия, на котором установлена го-

ловка самонаведения. Поскольку угол пеленга связан с угловым движением

изделия, с развиваемыми им углами атаки и перегрузками, то задача огра-

ничения угла пеленга решается путем ограничения угла атаки или пере-

грузки.

110

Для обеспечения требований по аэроупругой устойчивости в цепях

выходных сигналов каналов управления устанавливаются антиизгибные

фильтры (АИФ), предназначенные для подавления аэроупругих колебаний.

Динамика системы стабилизации в режиме “φ0” может быть улуч-

шена за счет идентификации полетного режима изделия в процессе его ра-

боты на траектории.

Для подавления крутильных колебаний в канале крена используется

антикрутильный фильтр.

Теоретические исследования и программно-математические прора-

ботки подтверждают возможность создания цифровой системы стабилиза-

ции с алгоритмической реализацией антикрутильного и антиизгибного

фильтров, что позволяет существенно упростить аналоговую часть блока

управления в части формирования сигналов управления на входы приводов

рулей.

УДК 613.693

Ю.Б. МОИСЕЕВ, С.П. РЫЖЕНКОВ НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС Минобороны России (г. Москва)

К ВОПРОСУ ТРЕНИРОВОК ЧЛЕНОВ ЭКИПАЖЕЙ

ВЕРТОЛЕТА К ИСПОЛЬЗОВАНИЮ СРЕДСТВ

ПРОТИВОУДАРНОЙ ЗАЩИТЫ

Основным способом спасения экипажей вертолетов при возникнове-

нии авиационного происшествия в полете является аварийная посадка. При

этом ударные перегрузки (УП), действующие на летный состав, достигают

интенсивностей, потенциально опасных не только для здоровья, но и для

жизни. Для защиты от неблагоприятного действия УП создаются специали-

зированные средства противоударной защиты (ПУЗ), направленные на сни-

жение интенсивности ударного воздействия до травмобезопасных величин.

Исход аварийного приземления вертолета зависит не только от потен-циальной эффективности ПУЗ, но и от умения летчика правильно ими поль-зоваться.

В настоящее время обучение членов экипажей вертолетов правиль-ному использованию элементами ПУЗ не производится, имеет объективные и субъективные причины. К объективным причинам относится небольшой период времени, прошедшего после принятия на вооружение вертолетов, оснащенных полноценными ПУЗ (Ми-28 и Ка-52). Субъективные причины обусловлены недостаточной информированностью командования и членов

111

экипажей вертолетов об особенностях и возможностях ПУЗ и, как след-ствие, недоверием к ее эффективности. В результате летчики не изучают данные средства ни в училище, ни в учебных центрах, ни в летных частях. Отсутствуют, не разрабатываются и даже не рассматривается возможность создания соответствующих специализированных тренажеров и методик подготовки членов экипажей вертолетов.

Летный состав вертолетов должен уметь:

перед полетом правильно и быстро самостоятельно регулировать высоту установки сиденья кресла и длину ремней привязной системы для обеспечения правильной позы в момент аварийной посадки. Нарушение та-кой позы повышает вероятность тяжелых травм более чем в 2 раза;

быстро и безопасно покидать кабину вертолета после аварийной посадки, поскольку от этого нередко зависит жизнь и здоровье летчика (по-жар, приводнение на водную поверхность, приземление на территорию, контролируемую противником и т.п.). Ситуация осложняется тем, что про-странственное положение в кабине летчика в кресле после полного аморти-зационного хода (до 30 см) будет сильно отличаться от штатного.

Для реализации системы обучения и тренировок членов экипажа вер-толетов необходима целенаправленная научная проработка проблемы. Сле-дует обосновать нормативы времени безопасного покидания вертолета по-сле аварийной посадки с учетом измененного положения кресла в кабине после полного срабатывания амортизатора. Возможно, такие нормативы бу-дут отличаться для каждого типа вертолета.

Важнейшей задачей является разработка специализированных трена-жеров. Следует отметить, что летный состав современных военных самоле-тов, оснащенных катапультными установками, проходит обучение на назем-ных катапультных тренажерах (НКТЛ – наземный катапультный тренажер летчика). В результате летчики знакомятся с воздействием УП, сопровож-дающей аварийное покидание, убеждаются в эффективности и безопасно-сти данного средства спасения, в необходимости принятия правильной из-готовочной позы перед катапультированием и индивидуальной регули-ровки ремней привязной системы под собственные антропометрические ха-рактеристики. Одновременно такое обучение является важным элементом психологической подготовки летчика – у него формируется чувство уверен-ности в собственных силах. Применительно к аварийной посадке вертолета таких тренажеров нет. Отсутствуют даже научно обоснованные требования к ним.

Одновременно должны быть разработаны методические материалы, необходимые для теоретической подготовки и проведения практических за-нятий (тренировок) летного состава на всех этапах обучения и учебно-бое-вой подготовки, от летного училища до строевых летных частей. Эти мате-риалы должны включать содержание обучения, частоту и порядок проведе-ния тренировок, нормативные показатели и т.д.

112

Выводы: 1. Эффективность противоударной защиты членов экипажей вертоле-

тов во время аварийной посадки зависит не только от характеристик техни-ческих средств, но и от умения летного состава правильно их использовать.

2. Члены экипажей вертолетов должны уметь правильно регулировать характеристики кресла и привязной системы применительно к собственным размерным характеристикам, обладать надежным навыком безопасного и быстрого покидания кабины вертолета после его аварийной посадки.

3. Целенаправленного обучения летчиков навыкам регулировки эле-ментов противоударной защиты, а также правилам и способам безопасного и быстрого покидания кабины вертолета после аварийной посадки не про-водится, методические материалы и технические средства для подобного обучения отсутствуют.

4. Для повышения безопасности членов экипажей вертолетов во время аварийной посадки необходимо разработать систему обучения подготовки элементов противоударной защиты, включая методики, программы обуче-ния, создать технические средства обучения, включая специализированный тренажер для выработки и поддержания устойчивого навыка по правиль-ным действиям в момент и после аварийного приземления вертолета.

УДК 621.391.8, 621.396.2

Р.С. НИСТРАТОВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АЛГОРИТМЫ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОБРАБОТКИ

СИГНАЛОВ В КАНАЛАХ ПОДВИЖНЫХ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ

ИНФОРМАЦИИ РАДИОНАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

Постоянное усложнение радиоэлектронной обстановки (РЭО) застав-ляет разработчиков аппаратуры подвижных потребителей (АПП) радиона-вигационных систем (РНС) сосредоточить основное внимание на обеспече-нии в перспективных системах требуемого отношения сигнал/(помеха + шум) (ОСПШ) [1]. Одним из вариантов решения этой задачи является реа-лизация методов пространственно-поляризационной обработки (ППО) сиг-налов, реализуемыми адаптивными антенными системами (ААС) и компен-саторами помех (АКП) [2].

Применение ППО для повышения помехозащищенности АПП РНС имеет особенности. Перспективно использование в ААС калмановской фильтрации при оценке ВВК и ее использовании в блоке взвешенного сло-жения (БВС).

Схемы вариантов ААС представлена на рисунке 1. Здесь и далее двой-ными стрелками показаны векторные связи, одинарными – скалярные, объ-емными блоками – совокупность (по числу каналов) идентичных элементов.

113

а б в г

а – простейшая; б – с формированием производных ВВК; в – с дополнительной оценкой

нестационарности производных ВВК; г – для произвольного порядка

Рисунок 1 – Структурная схема ААС с калмановской фильтрацией

Для рассматриваемой ситуации уравнение состояния имеет вид:

ккк νΦWW 1 , (1)

где кW – вектор весовых коэффициентов в момент времени kT , T – ин-

тервал дискретизации, ν – вектор шума возбуждения, принимаемого белым с нулевым средним и ковариационной матрицей Г , Ф – переходная мат-рица состояния.

Сигнал на выходе БВС (см рисунок 1, а) формируется согласно урав-нению

кккТкк ndу Wх , (2)

где кх – вектор принимаемых сигналов; кd – опорный полезный сигнал; кn

– шум измерения, с нулевым средним и дисперсией кnкnn 2 .

Фильтр Калмана (ФК) обеспечивается одношаговое предсказание

кТкккк у WхКΦWW 1 , (3)

где К – векторный коэффициент передачи Калмана. В нестационарных ситуациях, когда РЭО оценка, получаемая в соот-

ветствии с выражением (3), является смещенной. Распространяя уравнение (1) на нестационарную ситуацию

кккr Т νVΦWW 1 , (4)

где кV – вектор производных весовых коэффициентов по времени, имеем

ккТккккк Ту VWхКΦWW 1 . (5)

Этот алгоритм устраняет смещение, но снижает точность оценивания относительно (3). Вариант реализации алгоритма (5) представлен на ри-сунке 1, б.

При работе ААС в сравнительно продолжительных стационарных и кратковременных нестационарных временных интервалах целесообразной является комбинация алгоритмов (3) и (5) [3].

114

Для нестационарности произвольного порядка используют вариант ААС, представленный на рисунке 1,г.

Таким образом, первый вариант ААС следует применять для повыше-ния помехозащищенности АПП РНС в стационарных ситуациях РЭО (неиз-менное положение маяков РНС относительно ААС), второй – в нестацио-нарных ситуациях, третий и четвертый – в локально-нестационарных ситу-ациях с относительно небольшой длительностью нестационарных интерва-лов.


1 Неровный В.В. Методы компенсации помех в аппаратуре потребите-лей глобальных навигационных спутниковых систем: Монография / В.В. Не-ровный, А.В. Журавлев, В.А. Миронов, А.В. Нагалин / под общ. ред. В.В. Не-ровного. Воронеж: Издательско-полиграфический центр «Научная книга», 2017. 226 с.

2 Вендик О.Г., Парнес М.Д. Антенны с электрическим сканированием (Введение в теорию) / Под ред. Л.Д. Бахраха Антенны, 2002, № 2-3 (57-58). 232 с.

3 Комарович В.Ф., Никитченко В.В. Методы пространственной обра-ботки радиосигналов. Л.: ВАС, 1989. 278 с.

УДК 504.062.4

В.В. ПЕНЧУЧЕНКО, В.В. ХАРИТОНОВ ГЛИЦ имени В.П. Чкалова (Астраханская обл., г. Ахтубинск)

ЭРГОНОМИЧЕСКИЕ ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

РАБОТОСПОСОБНОСТИ ЛЕТНОГО СОСТАВА ПРИ

ДЕЙСТВИИ АВИАЦИОННОГО ШУМА

Технический прогресс в двигателестроении, обусловивший суще-

ственное повышение энерговооруженности, привел к настолько существен-ному повышению мощности неблагоприятного (для человека) акустиче-ского воздействия в инфразвуковом и звуковом диапазонах частот, что экс-траполировать ранее полученные результаты на такие воздействия невоз-можно. Комплексные исследования акустической обстановки в кабинах ле-тательных аппаратов вообще не проводились более 25 лет. Поэтому необхо-димы теоретико-экспериментальные исследования, результаты которых важны не только для авиации, но и для любых образцов технических средств – поскольку уровни авиационного шума существенно выше, а его частные диапазоны шире, чем для шума любых других технических систем, полу-ченные результаты будут включать все частные результаты для любых об-разцов технических систем, оборудованных мощным двигателем.

115

Шум в кабине самолета изменяется в процессе полета в достаточно широких пределах. При взлете и наборе высоты основной вклад в акустиче-скую обстановку в кабине вносит силовая установка. Резкое снижение шума наблюдается сразу после отрыва вследствие уменьшения отражения от земли и после уборки шасси за счет снижения шума обтекания и звукоизо-лирующей способности в районе ниш шасси при закрытии створок. При наборе высоты происходит перераспределение вклада в общую шумовую обстановку между шумом, создаваемым силовой установкой, и шумом об-текания в пользу последнего. На режимах крейсерского полета вследствие уменьшения тяги двигателей и увеличения скорости полета, определяющим становится шум пограничного слоя.

В целом, в настоящее время шум в кабинах современных самолетов (вертолетов) может изменяться в пределах 95-120 дБ в зависимости от типа ВС и режима полета.

Известно, что под воздействием шума надежность действий человека, выполняющего операторскую деятельность снижается. В результате обра-ботки данных экспериментальных исследований с использованием методов математической статистики получена математическая модель, описываю-щая зависимость ПНД от уровня звука, воздействующего на ИТС в течение летной смены, при подготовке ВС к полетам, при опробовании двигателей после выполнения на АТ регламентных работ.

Анализ акустической обстановки на рабочих местах летно-подъем-ного состава (ЛПС) во время полета ВС показал, что эквивалентный уровень звука находится в диапазоне 84 – 104 дБА, что превышает предельно допу-стимый уровень (ПДУ) на 4 – 24 дБА, в зависимости от типа ВС.

Проведенные в этом году измерения авиационного шума в кабине од-ного из летательных аппаратов дальней авиации показали, что уровни авиа-ционного шума в кабине в полете не соответствуют требованиям ОТТ ВВС-86 по уровню общего шума (получено от 111 до 120 дБА при продолжитель-ности воздействия от 12 часов и более). Причем эти данные зарегистриро-ваны в диапазоне частот от 31,5 Гц до 8000 Гц. Это свидетельствует о том, что имеющиеся уровни акустического шума превышают предельно допу-стимые значения акустического шума на рабочих местах членов экипажа, что может привести к отрицательным последствиям для их здоровья и тре-бует применения противошумов.

Потенциальная ненадежность действия членов экипажа составила от 0,28 до 0,62. Это говорит о том, что возникает опасность возникновения ошибочных действий летным экипажем, что, в свою очередь, может приве-сти к очень негативным последствиям в полете.

Наиболее подвержены шумовому воздействию авиационные специа-листы-операторы, которые при повседневной профессиональной деятельно-сти при приеме, переработке информации, поступающей от технических средств, принятии необходимых решений и выполнении необходимых

116

управляющих действий в процессе обеспечения полетов систематически подвергаются воздействию высокоинтенсивного широкополосного шума.

Проведенное исследование свидетельствует о том, что , что авиацион-ный шум является источником потенциальной опасности, обусловливаю-щим повышенный риск ошибочных действий авиационных специалистов и развитие у них профессиональных и профессионально обусловленных забо-леваний, приводящих к ранней профессиональной дисквалификации. Ре-зультаты исследования показывают насущную необходимость разработки и реализации специальных средств и методов обеспечения акустической без-опасности профессиональной деятельности авиационных специалистов как неотъемлемой части системы обеспечения безопасной эксплуатации воз-душного транспорта.

УДК 629.73.01

А.С. ПОПОВ, А.М. АГЕЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ БОРТОВОГО

КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ОСНОВЕ СУПЕРВИЗОРОВ

КОНФИГУРАЦИИ

Создание авиационных комплексов с беспилотными летательными

аппаратами (БПЛА) является одной из ведущих тенденций, наблюдаемых в

мировом авиастроении.

Важнейшим показателем, от которого зависит эффективность БПЛА,

является их надежность. Надежность БПЛА определяется главным образом

надежностью бортового комплекса управления (БКУ), как наиболее слож-

ного в структурном и функциональном отношении компонента БПЛА[1].

В большинстве случаев основой исполнительной системы БКУ

БПЛА в канале крена является многосекционные элероны. Это позволяет

реализовывать закон управления по крену используя несколько конфигура-

ций многосекционных элеронов.

Для управления переключением предлагается подход на основе так

называемых супервизоров конфигурирования (СК). Супервизор представ-

ляет собой программное и/или аппаратное средство, однозначно связанное

с одной из возможных конфигураций КО, и решает следующие задачи:

содержит в формализованном виде информацию о своей конфигура-

ции КО;

117

осуществляет непрерывный (периодический) мониторинг техниче-

ского состояния компонентов и интерфейсов КО, входящих в свою конфи-

гурацию, с формированием индекса готовности (ИГ) данной конфигурации;

формирует показатель функциональной эффективности (ПФЭ) своей

конфигурации;

периодически участвует в арбитраже с другими СК с целью выявле-

ния предпочтительной конфигурации КО;

супервизор той конфигурации, которая признана предпочтительной,

реализует данную конфигурацию через коммутирующую систему БИВС.

Способ повышения надежности комплекса управления БПЛА на

основе супервизорного подхода включает следующие этапы:

1. Проектирование избыточного бортового комплекса управления

БЛА.

2. Формирование таблицы супервизоров конфигурации БКУ БПЛА

3. Оценка индекса готовности и расчет показателей функциональной

эффективности(ПФЭ) компонентов БКУ.

4. Составление правил проведения арбитража супервизоров

конфигурации БКУ БПЛА.

5. Проведение арбитража супервизоров конфигурации БКУ БПЛА

6. Разработка способа реализации доминирующего супервизора

конфигурации БКУ БПЛА.

7. Реализация доминирующего супервизора конфигурации БКУ

БПЛА через коммутационную среду[2].

С целью апробации предлагаемого способа была разработана матема-

тическая модель резервированного БКУ БПЛА (канал крена) под управле-

нием СК. На нее возложены следующие задачи:

оценка работоспособности способа реконфигурации БКУ БПЛА под

управлением СК;

отладка алгоритма арбитража СК;

оценка надежности резервированного БКУ БЛА под управлением су-

первизоров конфигурации;

исследование характеристик канала крена БКУ БПЛА под управле-

нием супервизоров конфигурации.

Входными данными модели являются:

информация о техническом состоянии (индексы готовности) компо-

нентов канала крена БКУ БПЛА;

показатели функциональной эффективности (ПФЭ) компонентов ка-

нала крена БКУ БПЛА.

Выходными данными модели являются:

показатели качества переходных процессов движения БПЛА, проис-

ходящих при реконфигурации канала крена БКУ БПЛА;

вероятность безотказной работы канала крена БКУ БПЛА;

118

статистические данные проведения арбитража СК БКУ БПЛА.

Математическая модель состоит из следующих компонентов:

1. Блок задания начальных условий, предназначенный для ввода ин-

дексов готовности и ПФЭ компонентов, входящих в БКУ БПЛА.

2. Блок генерирования отказов, предназначенный для изменения ин-

дексов готовности компонентов БКУ в блоке задания начальных условий

и/или случайного разрыва линий связи между блоками БКУ с заданными

вероятностными характеристиками.

3. Модели датчиков, предназначенные для формирования и выдачи в

модель вычислителей измеренных значений крена и угловой скорости.

4. Модели вычислителей, предназначенные для организации опроса

индексов готовности компонентов и проведения арбитража супервизоров

конфигурации; формирования и отправки команд на коммутацию конфигу-

рации в маршрутизаторы; расчёта величины отклонения элеронов по закону

управления на основании информации, полученной от датчиков и отправки

управляющих сигналов в модели сервоприводов.

5. Модели сервоприводов, предназначенные для формирования значе-

ний отклонения элеронов на основании полученной от вычислителей ин-

формации для передачи их в блок вывода результатов.

6. Модели маршрутизаторов, предназначенные для выполнения ком-

мутационных команд на реконфигурацию БКУ.

7. Блоки вывода результатов, предназначенные для визуализации ре-

зультатов моделирования, сохранения их в памяти для дальнейшего анализа

и передачи во внешние модели.

8. Блок оценки надежности, предназначенный для вычисления и ана-

лиза характеристик надежности системы[3].

С использованием предлагаемой математической модели

произведены апробации способа реконфигурации БКУ БПЛА под

управлением супервизоров конфигурации. Произведены исследования для

оценки надежности БКУ БПЛА в программно-аппаратной интеграции

модели с реальными компонентами БКУ. Проведенные исследования

показали повышение эксплуатационных характеристик БКУ под

управлением супервизоров конфигурации.


1 Волобуев М.Ф. Классификация беспилотных летательных

аппаратов по уровню требуемой надежности Авиакосмическое

приборостроение. 2016. Вып. 9, С.39-48; ISSN 2073-0020.

2 Агеев А.М. Гамаюнов Ю.Ф. Структура перспективных избыточных

комплексов бортового оборудования воздушных судов Актуальные

вопросы исследований в авионике: теория, обслуживание, разработки:

119

«АВИАТОР» сб. тезисов докл. IV Всероссийской научно-практической

конференции (11-12 февраля 2017 г.). Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2017.

250 с. С. 76-79

3 Агеев А.М., Попов А.С. Разработка математической модели для

оценки надежности бортового комплекса управления БЛА под управлением

супервизоров конфигурации. Сборник научных статей III Всероссийской

НПК «Проблемы эксплуатации авиационной техники в современных усло-

виях», Люберцы. 24-25 ноября 2017 г. Люберцы: НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ

ВВС Минобороны России, 2017. 239 с. С. 97-101.

УДК 629.73.01

А.С. ПОПОВ, Н.В. ШТАНЬКОВА, Д.С. ЛАПЕНОК ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

РАСЧЕТ ПОКАЗАТЕЛЕЙ ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ

ЭФФЕКТИВНОСТИ ИСПОЛНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ

БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА УПРАВЛЕНИЯ

БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Современные локальные конфликты характеризуются новым содер-

жанием ведения боевых действий, в которых всё больше применяют беспи-

лотные летательные аппараты (БПЛА). Эффективность работы БПЛА характеризуется эффективностью всех

входящих в него систем и комплексов. Так измерительная система борто-

вого комплекса управления (БКУ) БПЛА характеризуется точностью ис-

пользуемых датчиков, вычислительная система – мощностью вычислителей

и т.д. Исполнительная система характеризуется эффективностью аэроди-

намических рулей. Она определяется с помощью продувок в аэродинамиче-

ской трубе либо моделированием в специальных программах аэрогазодина-

мических расчетов.

В качестве объекта исследования выбран беспилотный летательный

аппарат «Гамма». Для управления самолетом по крену на каждом полу-

крыле расположены по три секции элеронов с площадями S1= 0,033 м2, S2=

0,037 м2, S3= 0,055 м2; максимальные углы отклонения каждой секции ± 320.

Наличие многосекционных элеронов позволяет реализовать реконфигури-

руемую исполнительную систему БКУ БПЛА способом, указанным в [1].

С помощью расчетов, проведенных в ANSYS CFX [2] определим по-

казатели функциональной эффективности для каждого варианта конфигура-

ции отклоняемых аэродинамических рулей.

Последовательность расчета конструкции в среде комплекса ANSYS

120

сводится к следующим шагам: импорт или создание геометрической мо-

дели, выбор применяемых типов конечных элементов, а также геометриче-

ских характеристик, создание сетки конечных элементов, приложение

нагрузок, указание опций проведения расчета и вывода расчетных данных и

собственно проведение расчета.

Полученные результаты расчетов аэродинамических коэффициентов

момента по крену объединены в график показанный на рисунке 1.

Рисунок 1 − Результат расчета аэродинамического коэффициента момента крена mx

Таблица 1 - Показатели функциональной эффективности

№

п.п. Формула Кмх №

п.п. Формула Кмх

1. E1L + E2L + E3L = E1R + E2R + E1R 0,0058 13. E3L =E3R + E2R + E1R 0,0058

2. E1L+ E2L= E1R+ E2R 0,005

14. E1L= E2R+ E3R 0,005

3. E2L+ E3L= E2R+ E3R 0,005 15. E3L+ E2L= E1R 0,005

4. E1L+ E3L= E1R+ E3R 0,0038 16. E1L+ E3L= E2R 0,0038

5. E1L= E1R 0,0042 17. E2L= E1R+ E3R 0,0042

6. E2L= E2R 0,0042 18. E3L= E1R 0,0042

7. E3L= E3R 0,0018 19. E1L= E3R 0,0018

8. E1L + E2L + E3L = E1R 0,002 20. E2L= E1R 0,002

9. E1L =E3R + E2R + E1R 0,0023 21. E1L= E2R 0,0023

10. E1L + E2L + E3L = E2R 0,0039 22. E3L= E2R 0,0039

11. E2L =E3R + E2R + E1R 0,0038 23. E1L= E3R 0,0038

12. E1L + E2L + E3L = E1R 0,0039 24. E2L= E3R 0,0039

121

Показатель эффективности определяется путем вычисления тангенса угла наклона аппроксимации изменения аэродинамического коэффициента момента mx при различных углах отклонения многосекционных элеронов. На рисунке 1 и в таблице 1 выделены конфигурация №1 как самая эффек-тивная (ПФЭ = 0.0058) и конфигурация № 23 как наименее эффективная (ПФЭ = 0.0019) из 24 рассматриваемых.

Расчет показателя функциональной эффективности является частной задачей реализации способа повышения надежности БКУ БПЛА на основе супервизоров конфигурации. Они в дальнейшем будут сведены в таблицу супервизоров на основе, которой будет проведен арбитраж супервизоров конфигурации.


1 Заявка на патент № 2017136788 от 18.10.2017 г. 2 ANSYS: [Электронный ресурс]. URL: http://www.ansys.com/.

(Дата обращения: 18.12.2017).

УДК 621.396.1

Д.А. РАХОЦКИЙ, О.Г. ЛАПУКА УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ПРИБЛИЖЕННОЙ

СЕПАРАБИЛИЗАЦИИ МАТРИЧНЫХ СИГНАЛОВ

БОРТОВЫХ РЛС С СИНТЕЗИРОВАНИЕМ АНТЕННОЙ

АПЕРТУРЫ

Современные тенденции развития средств радиоэлектронного при-

крытия наземных объектов от средств воздушной радиоэлектронной раз-

ведки базируются на создании имитирующих помех в режиме индивидуаль-

ной защиты как альтернативы «силовым» способам, основанным на маски-

ровании истинных сигналов, отраженных наземными целями, с использова-

нием высокоэнергетических активных шумовых помех. Это связано с высо-

кой помехозащищенностью бортовых радиолокационных станций (БРЛС)

обзора земной поверхности [1], обусловленной радикальным (на несколько

десятичных порядков) увеличением длительности интервала наблюдения,

на протяжении которого выполняется когерентное накопление принимае-

мого сигнала в соответствии с принципами синтезирования антенной апер-

туры (СА).

Известные способы формирования имитирующих помех характеризу-

ются их «одномерностью», то есть возможностью создания ложной целевой

обстановки только по одной координате, к примеру, вдоль линии дальности.

122

Однако, принципиальной особенностью БРЛС с СА является формирование

двумерного конечного радиолокационного изображения (РЛИ) [2, 3], преду-

сматривающее цифровую обработку принимаемых сигналов по двум коор-

динатам (дальность, азимут). В связи с этим значительную актуальность

приобретает задача обоснования способов имитации отраженных сигналов

с произвольно заданным расположением отметок по обеим координатам на

конечном РЛИ БРЛС.

Одной из первых публикаций, в которых обсуждается возможность

формирования «двумерных» имитирующих помех для БРЛС с СА является

работа [4]. В ней показано, что для создания на конечном РЛИ устойчивой

ложной целевой обстановки с произвольно заданными координатами ими-

тируемых целей необходимо и достаточно использовать независимые спо-

собы управления параметрами модуляции ретранслируемого сигнала: ис-

пользование специальных законов внутриимпульсной модуляции обеспечи-

вает управление количеством и расположением отметок вдоль линии даль-

ности, а управляемое изменение фазовой структуры закона модуляции от

импульса к импульсу – то же самое, но вдоль линии азимута.

Возможность использования такого раздельного управления – без-

условное благо, так как это позволяет технически реализовать автоматиче-

ское формирование ложной целевой обстановки практически без каких-

либо процедур измерения параметров зондирующих сигналов и соответ-

ствующей настройки параметров законов управления. Вместе с тем, суще-

ственным ограничением данной процедуры является необходимость жест-

кого разделения закона управления по двум плоскостям, что на практике не

всегда удается реализовать: произвольные двумерные (матричные) сигналы

не обязательно являются сепарабельными (разделяемыми на составляющие

в виде тензорного произведения векторов).

В связи с этим особый интерес представляет математическая форма-

лизация и решение в общем виде задачи приближенной сепарабилизации,

то есть нахождения векторов, тензорное произведение которых характери-

зуется максимальным приближением к произвольно заданной матрице. Ре-

шение данной задачи найдем с использованием методов теории анализа и

синтеза в классе дискретных конечномерных систем [5].

Постановка задачи: Пусть задана произвольная, в общем случае пря-

моугольная матрица W размерности N×M. Требуется определить опорные

вектора u и v размерностью N и M соответственно, продуктом тензорного

произведения которых является матрица, обеспечивающая наилучшее (в

среднеквадратическом смысле) приближение к матрице W.

Как показано в [2], формальная математическая процедура формиро-

вания сепарабельного матричного сигнала S представляет собой тензорное

123

(без свертки) произведение двух векторов сигналов u и v, которое в век-

торно-матричных и индексных обозначениях в общем виде записывается

следующим образом:

(1)

Формулировка «наилучшее (в среднеквадратическом смысле) при-

ближение к заданной функции» означает, что критерием оптимальности в

данном случае является минимум скалярного функционала, характеризую-

щего квадрат евклидовой нормы разности матриц требуемого (в общем слу-

чае не сепарабельного) и формируемого (всегда сепарабельного) двумерных

сигналов. В традиционном векторно-матричном представлении это запи-

шется так:

(2)

где – так называемый единичный тензор четвертой валентности [4], эле-

менты которого принимают значение 1 при и значение 0 во всех

остальных случаях. Особенностью данного выражения является то, что ска-

лярная функция является двухаргументной, то есть зависит от неизвест-

ных одновалентных тензоров u и v.

Дифференцирование данного функционала по искомым векторам и

приравнивание полученного результата к нулю позволяет получить выра-

жения искомых векторов, тензорное произведение которых обеспечивает

наилучшее (в среднеквадратическом смысле) приближение к матрице W

(3)

(4)

Как и следовало ожидать, полученные выражения определяются сепа-

рабилизируемой матрицей и вторым неизвестным вектором.

Применение по отдельности полученных выражений не позволяет од-

нозначно определить вид искомых векторов, тензорное произведение кото-

рых составляет требуемую «сепарабельную аппроксимацию» исходной, в

общем случае не сепарабельной матрицы. Для преодоления данной про-

блемы используем численную итерационную процедуру последовательного

приближения, которая заключается в следующем:

1. Один из векторов, к примеру вектор u, задаем произвольно. Един-

ственным ограничением в данном случае является неравенство нулю его ев-

клидовой нормы, что в соответствии с выражением (3) недопустимо. Данное

требование фактически означает, что хотя бы один из элементов вектора

должен быть ненулевым.

; ; ; ; 1, ; 1, .T

ij i j ij i jS uv s u u v v s u v i N j M

22ρ min,TW S W uv

δkl

ij

,i j k l

ρ

αα α α α 2

α

ρδ δ ; ; , ,β 1, ;

δ

Tk k k k

k k i i i i k i i k k

i i k

w u W uw u u w v u u u u v v i k N

v u u u

β

β β β β 2

β

ρδ δ ; ; , ,α 1, .

δ

Tl ll l

l l j j j j l j j l l

j j l

w v W vw v v w u v v v v u u j l M

u v v v

124

2. Подставляем полученную реализацию вектора u в выражение (3),

что позволяет численно сформировать первое приближение искомого век-

тора .

3. Контролируем значение скалярного функционала качества ρ: если

оно равно нулю, прекращаем процедуру и используем вектора u и в каче-

стве результатов сепарабилизации. В противном случае используем полу-

ченное приближение вектора , подставив его в формулу (4), для формиро-

вания приближения вектора u.

4. Контролируем значение скалярного функционала качества ρ: если

оно равно нулю, прекращаем процедуру и используем текущие значения

векторов u и в качестве результатов сепарабилизации. В противном случае

используем полученное приближение вектора u, подставив его в формулу

(3), для формирования очередного приближения вектора .

И так далее, поочередно повторяя пункты 3 и 4, последовательно при-

ближаемся к конечному результату. Итерационную процедуру оконча-

тельно останавливаем в случае, если дальнейшее уменьшение функционала

качества является незначительным.

Подводя итоги исследования, необходимо акцентировать внимание на

важные свойства, характеризующие полученный результат.

Во-первых, равенство нулю скалярного показателя ρ качества прибли-

жения, сформированного на любом из шагов, однозначно характеризует ис-

ходную матрицу W как изначально сепарабельную, то есть представляемую

в виде тензорного произведения векторов. При этом ценность самой проце-

дуры сепарабилизации нисколько не уменьшается, так как задача разделе-

ния матрицы на векторные сомножители в любом случае является нетриви-

альной.

Во-вторых, оказалось, что вне зависимости от выбора исходного зна-

чения вектора u (первый шаг процедуры сепарабилизации) уже на втором

шаге формируется окончательное значение искомого вектора v, а на третьем

шаге – окончательное значение искомого вектора u. Дальнейшие шаги бес-

смысленны, так как они не приводят к изменению данных векторов, и, соот-

ветственно, к уменьшению функционала качества приближения. Это зна-

чит, что произвол в выборе начального значения вектора u никак не влияет

на конечный результат и продолжительность (количество шагов) итераци-

онной процедуры сепарабилизации.

Полученный результат достаточно практичен, чтобы использовать его

для создания «двумерных» имитирующих помех для БРЛС с СА, зондиру-

ющий сигнал которых известен.

v

v

v

v

v

125


1 Лапука О.Г. Анализ технических характеристик радиолокационных

станций обзора земной поверхности как объектов радиоэлектронного по-

давления О.Г. Лапука, А.А. Ростов, Д.А. Рахоцкий // Вестник ВАРБ. Минск,

2016. Вып. 2(51). С. 102-113.

2 Лапука О.Г. Математическая формализация процедуры дискретной

конечномерной фильтрации двумерных сепарабельных сигналов / О.Г. Ла-

пука, А.А. Ростов // Вестник ВАРБ. Минск, 2015. Вып. 2 (47). С. 116 – 122.

3 Кондратенков, Г. С. Радиовидение. Радиолокационные системы ди-

станционного зондирования Земли: учеб. пособие для вузов / Г. С. Кондра-

тенков, А. Ю. Фролов; под ред. Г. С. Кондратенкова. М.: Радиотехника,

2005. 368 с.

4 Лапука О.Г. Способ управления пространственным положением

имитируемой цели для бортовых радиолокационных станций, работающих

в режиме переднебокового обзора / О.Г. Лапука, А.А. Ростов, Д.А. Рахоцкий

// Вестник ВАРБ. Минск, 2017. Вып. 2(55). С. 63 – 71.

5 Лапука О.Г. Анализ и синтез в классе дискретных конечномерных

систем: моногр. / О. Г. Лапука, К. К. Пащенко. Минск: ВА РБ, 2010. 372 с

УДК 656.7.052

Н.И. СЕЛЬВЕСЮК1, А.И. ЕРЕМИН1, Г.Н. ЛЕБЕДЕВ2 1ФГУП «Государственный НИИ авиационных систем» (г. Москва) 2Московский авиационный институт

КРИТЕРИЙ ПРОГНОЗИРУЕМОЙ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА

САМОЛЕТА НА ЭТАПЕ ПОСАДКИ

Для снижения влияния человеческого фактора на безопасность полета

в помощь лётчику на борту самолёта должны быть установлены техниче-ские средства автоматического контроля безопасности полёта, непрерывно выполняющие функции предупреждения и предотвращения опасных ситуа-ций, для чего необходимо прогнозировать их развитие. Особенностью пред-ложенного подхода является осуществление прогноза при гипотезе об опти-мальном устранении угрозы по назначенному интегральному критерию. Оп-тимальное управление находится с помощью метода динамического про-граммирования [1], позволяющего при упрощающем предположении о ди-намике полёта осуществить традиционное аналитическое конструирование оптимальных регуляторов – АКОР [2]. При этом использована особенность динамического программирования, которая заключается в способности оце-нить с помощью правой части уравнения Беллмана текущую функцию

126

риска, которая обладает прогнозирующими функциями. Решается задача непрерывного контроля захода самолёта на посадку

перед началом снижения по глиссаде, что относится к одному из ответствен-ных режимов полёта. Рассматривается продольное движение самолёта при заходе на посадку при управлении высотой полёта по заданной программе m1(x) её изменения, имеющей вид кусочно-линейной функции. Требуемая вертикальная скорость m2(x) также является кусочно-постоянной функцией.

Ответственным моментом выполнения программы является начало снижения по глиссаде – при отставании или опережении точка приземления смещается, что представляет опасность при ограниченной длине ВПП и зна-чительной длине пробега самолёта.

При решении задачи рассматриваются упрощенные дифференциаль-ные уравнения продольного движения. Целью упрощения является получе-ние простой и пригодной для технической реализации аналитической формы вычисления функции риска как главной задачи, понимая при этом необходимость последующего синтеза закона управления высотой полёта с помощью более полной математической модели объекта.

Задана квадратичная форма интегрального функционала J качества посадки, учитывающая штрафы за ошибки регулирования по положению и по скорости, а также штраф за квадрат управления, для которого прямое ограничение по модулю не учитывается. При этом коэффициенты штрафов являются функциями дальности самолета от торца ВПП специального вида. Поведение данных функций имитирует нарастание волнения и тревоги у лётчика по мере приближения к моменту начала снижения по глиссаде.

Решение задачи синтеза оптимального управления осуществлено с ис-пользованием уравнения Беллмана в частных производных. Для определе-ния коэффициентов функции Беллмана левая и правая часть уравнения представлена в виде степенного полинома второго порядка и приравнены друг другу множители при одинаковых степенях.

На основании полученной системы алгебраических уравнений с по-мощью метода АКОР определена аналитическая форма прогнозирующей функции риска. Установлено, что функция риска отражает важный факт – если знаки отклонений по положению и скорости противоположны (а это соответствует ситуации уменьшения ошибок), то функция риска падает, и наоборот – при совпадении знаков риск растёт, т.к. в этом случае возрастают модули ошибок. Таким образом, полученная зависимость отражает физиче-ский смысл решаемой задачи.

Эффективность предложенного подхода продемонстрирована с помо-щью компьютерного моделирования в среде Matlab. Моделирование прово-дилось для трёх случаев: при отсутствии управления; при непрерывном оп-тимальном управлении; при задержке управления после пролёта над точкой начала снижения. В результате моделирования также установлено, что если назначить некоторый порог функции риска F0, превышение которого соот-

127

ветствует сигналу предупредительной тревоги, то можно заранее предот-вратить опасность задержки в управлении до возникновения необходимости ухода на повторный круг.

Таким образом, предложен подход к организации непрерывного про-гнозирующего контроля безопасности захода на посадку при гипотезе об оптимальном поведении при устранении опасных ситуаций по заданному критерию. Решение задачи оптимального управления и контроля основано на базе динамического программирования, при этом новизна подхода со-стоит: в представлении сигнала тревоги при заходе на посадку в виде функ-ции риска, равной правой части уравнения Беллмана; в использовании пе-ременной функции штрафов за ошибки регулирования в зависимости от рас-стояния до точки начала снижения по глиссаде; в формуле вычисления функции риска есть слагаемое, учитывающее совпадение знаков отклоне-ний по положению и скорости (риск растёт) или их несовпадение (риск па-дает), что отвечает физическому смыслу решаемой задачи. Компьютерное моделирование показало, что при неактивном или запоздалом управлении, функция риска сильно растёт, а при оптимальном управлении весьма мала. Поэтому можно назначить некоторый порог, превышение которого будет соответствовать сигналу тревоги, предупреждающему необходимость не-желательного ухода на повторный круг.

Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ, грант № 18-08-00463а, 18-08-00079а.


1 Беллман Р. Динамическое программирование. М.: Физматгиз,

1961. 2 Летов А.М. Динамика полёта и управление. М.: Наука, 1969.

УДК 629.7.018.7:53087

А.С. ТАРАСКИН, Ю.М. ШАБАТУРА, А.В. ЯСЕНОК АО «Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова»

ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩАЯ СИСТЕМА

ЛЕТАЮЩЕЙ ЛАБОРАТОРИИ ВОЗДУШНОГО

ИЗМЕРИТЕЛЬНО- ИСПЫТАТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА

В АО «ЛИИ им. М.М. Громова» создан воздушный измерительно-ис-

пытательный комплекс (ВИИК), предназначенный для обеспечения испыта-

ний авиационных комплексов РЭБ, действующих против управляемых ра-

128

кет (УР) класса «воздух-воздух» с радиолокационными и оптическими го-

ловками самонаведения. В состав ВИИК входит самолет-летающая лабора-

тория (ЛЛ) на базе МиГ-29УБ, оснащенная измерительными головками са-

монаведения (ГСН) и специализированной информационно – управляющей

системой, предназначенной для управления функционированием измери-

тельными ГСН в условиях летного эксперимента (ЛЭ) и регистрации задан-

ного перечня параметров [1].

Функционирование ВИИК имеет ряд особенностей, главными из ко-

торых являются:

1. Информационно-управляющая система ЛЛ должна обеспечивать

захват ГСН летательного аппарата, оснащенного комплексом РЭБ, без ис-

пользования БРЛС.

2. В ходе ЛЭ осуществляется непосредственная регистрация реакции

измерительных ГСН на помехи от авиационных комплексов РЭБ. Основным

показателем, количественно выражающим реакцию ГСН на помехи, явля-

ется данные об угловых ошибках слежения, изменяющиеся в процессе сбли-

жения ЛЛ с летательным аппаратом (ЛА), оснащенным комплексом РЭБ, а

также данные о срывах сопровождения цели.

3. Значения угловых ошибок, а также данные об относительных коор-

динатах в момент прекращения сопровождения цели определяются при

наземной обработке данных ЛЭ путем сравнения измерений ГСН с «опор-

ными измерениями». «Опорными измерениями» являются измерения, кото-

рые в ЛЭ проводятся в отсутствии преднамеренных помех. «Опорные изме-

рения» углового положения цели производятся путем совместного исполь-

зования данных о навигационных параметрах ЛЛ от комплекса бортовых

траекторных измерений (КБТИ) и средств бортовых измерений ЛА с ком-

плексом РЭБ.

В состав информационно-управляющей системы ЛЛ входят два мно-

гофункциональных индикатора (МФИ), объединённые с вычислителями от-

носительных координат и размещенные в передней и задней кабинах. Оба

МФИ работают независимо и имеют три специализированных режима ин-

дикации (первый режим «Н» – навигация для отражения местоположения и

параметров полета, второй «З» – режим выхода в исходный пункт маршрута

ЛЛ, третий «Р» - режим для выдачи целеуказания по углам и дальности и

контроля захвата ГСН). В режимах индикации «З» и «Р» информация выво-

дится на фоне изображения от видеокамеры, поле зрения которой ориенти-

рованно в направление ожидаемого появления цели. Летчики-испытатели в

передней и задней кабине могут выбрать любой из трех специализирован-

ных режимов индикации.

129

Результирующая оценка качества функционирования специального

оборудования ЛЛ проводится после обработки результатов летных экспери-

ментов на наземном стенде обработки информации и математического мо-

делирования.

Для обеспечения высокой зачетности ЛЭ в состав информационно-

управляющей системы ЛЛ включен канал приема данных о навигационных

параметрах ЛЛ с комплексом РЭБ. В настоящее время отработана техноло-

гия летных испытаний с размещением специализированного радиомодема

на ЛЛ с комплексом РЭБ. Данная технология подтвердила свою высокую

эффективность в десятках ЛЭ, в том числе в ЛЭ на этапах предварительных

и государственных испытаниях.


1 Тараскин А.С., Шабатура Ю.М. Программные средства системы об-

работки данных летного эксперимента с применением моделирования для

оценки эффективности бортовых РЭС. - Материалы Межведомственной

научно-технической конференции «Проблемные вопросы летно-морских

испытаний авиационной техники и вооружения». 929 ГЛИЦ АО «ЛИИ им.

М.М. Громова». 2017 г.

УДК 623.462.5

Е.Ю. ТОРОПЫЛИНА АО «Гос МКБ «Вымпел» им. И.И.Торопова» (г. Москва)

К ВОПРОСУ ВЫБОРА ОБЛИКА ПЕРСПЕКТИВНОЙ АУР

В работе предложен подход модификации ракеты класса «воздух-воз-

дух» РВВ-АЕ с целью увеличения энерговооруженности. Предполагается

уменьшить аппаратурную часть и увеличить двигательную установку. Уста-

новить зависимость дальности пуска и дальности отлета от энерговооружен-

ности.

Было рассмотрено три варианта облика ракеты, рассчитав для каж-

дого из них баллистические характеристики, представленные значениями

дальности пуска и дальности отлета ракеты носителя по обычным и энерге-

тически выгодным траекториям. За основу было принято изделие РВВ-АЕ.

Ракета средней дальности. С первым основным вариантом сравнивали два

модифицированных изделия. В первой модификации уменьшили аппара-

130

турную часть и увеличили двигательную установку. Во второй модифика-

ции так же уменьшаем аппаратную часть и увеличиваем двигательную уста-

новку, и дополнительно увеличиваем длину изделия.

На основании полученных результатов моделирования баллистиче-

ских возможностей АУР, показана эффективность исследованного направ-

ления наращивания энерговооруженности АУР.

УДК 621.396.96

А.Л. ТРОФИМЕНКОВ, А.В. ШАРАМЕТ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ОБЛИК АНТЕННОЙ СТРУКТУРЫ СИСТЕМЫ ПРИЕМА

СПУТНИКОВЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИГНАЛОВ

Современная тенденция развития вооружения диктует необходимость

постоянного совершенствования системы навигации. Основным требования

для навигационной системы является высокая точность определения коор-

динат объекта. Использование навигационных сигналов с открытыми ко-

дами не позволяет с требуемой точность определять местоположение объ-

екта. Ошибка определения координат может достигать более 30 м [1, 2].

Одним из путей совершенствования рассматривается возможность

применение многобазовой системы приема спутниковых навигационных

сигналов. Такая система включает в себя антенную структуру (АС), состоя-

щую из набора навигационных приемников. При этом, данная АС не только

принимает навигационное сообщение, но и позволяет учитывать разность

фаз навигационных сигналов на входах приемников.

В многобазовой системе расположение приемных антенн определя-

ется размером фазометрических баз. Размеры наибольшей базы определяют

точность измерения разности фаз, однако возникает необходимость пра-

вильного устранения неоднозначности их набега. Для проверки выполнения

условия правильного устранения неоднозначности применяется численный

метод оптимизации антенных структур, основанный на полном переборе

всех возможных положений антенных элементов при заданном их количе-

стве и габаритном размере. Метод основан на использовании для устране-

ния неоднозначности измерений принципа максимального правдоподобия

[3].

В данном случае рассматривается АС в виде линейной решетки (рис.

1).

131

Рисунок 1 – Антенная структура системы приема СНС

Каждая из антенн должна иметь широкий угол приема для получения

сигнала в пределах зоны видимости навигационных спутников. Исходя из

количества антенн и их расположения определяются векторы масштабных

коэффициентов при условии наличия одного опорного элемента:

𝑛𝑥𝑖=

𝑥𝑖 − 𝑥0

𝜆; 𝑛𝑦𝑖

=𝑦𝑖 − 𝑦0

𝜆; 𝑛𝑧𝑖

=𝑧𝑖 − 𝑧0

𝜆,

где xi, yi, zi – координаты i-го антенного элемента в прямоугольной системе

координат; x0, y0, z0 – координаты опорного антенного элемента в прямо-

угольной системе координат; λ – длина волны навигационного сигнала.

Фазовые погрешности за счет внутренних шумов приемных устройств, не-

зависимых от канала к каналу учитываются в корреляционной матрице Bφ: 𝐵𝜑 = 𝜎𝜑

2𝑅𝜑,

где σ2φ – дисперсия разности фаз, а нормированная корреляционная матрица

Rφ зависит только от схемы подключения фазометров к выходам приемных

устройств и имеет следующий вид:

𝑅𝜑б = ‖

𝑎 𝑏 𝑏 ⋯ 𝑏𝑏 𝑎 𝑏 ⋯ 𝑏⋯𝑏

⋯𝑏

⋯ ⋯ ⋯

𝑏 ⋯ 𝑎

‖, где a=1, b=0,5,

Оценка направляющих косинусов падающей на антенну плоской

волны находится на основании принципа максимального правдоподобия в

предложении о нормальности распределения фазовых погрешностей как ве-

совая сумма полных разностей фаз Ф [4]:

𝜈⋆ = Ф 𝑇𝑞 𝜈,

где 𝑞 𝜈 – вектор-столбец весовых коэффициентов, который находится из со-

отношения:

𝑞 𝜈 =𝐺𝑦�� 𝑥

�� 𝑥𝑇𝐺𝑦�� 𝑥

,

где 𝐵𝜑−1 – матрица, обратная матрице фазовых ошибок.

При использовании квазиоптимального алгоритма устранения неод-

нозначности оценка направляющего косинуса ν* должна быть приведена к

сектору однозначности ∆νодн. Сектор однозначности позволяет определить

вектор взаимно простых чисел 𝑒 𝑥:

𝑒 𝑥 = ∆𝜈одн�� 𝑥,

l1l2

l3

132

где �� 𝑥 – вектор фазометрических баз.

Вектор взаимно простых чисел 𝑒 𝑥 определяет облик антенной струк-

туры многобазовой системы приема. Для выбора оптимальной антенной

структуры необходимо перебрать все возможные варианты векторов 𝑒 𝑥. По-

этому при разработке АС формируется ряд ограничений на ее параметры. К

таким ограничениям относятся: размеры антенных элементов, минимальное

расстояние между фазовыми центрами антенных элементов, максимальные

значения дисперсий направляющих косинусов при правильном устранении

неоднозначности и минимальное значение вероятности правильного устра-

нения неоднозначности.

Определение вероятности правильного устранения неоднозначности

фазовых измерений P0 основано на вычислении n-мерного интеграла:

𝑃0= ∬ …∫𝑊𝑛−2(𝑦1, 𝑦2, … , 𝑦𝑛−2)𝐷𝑑𝑦1 …𝑑𝑦𝑛−2,

где Wn-3(y1,y2,…,yn-3) – плотность распределения нормальных случайных ве-

личин y1,y2,…,yn-3 с корреляционной матрицей Bφ.

Точность АС будет определять самая большая база. Для каждой воз-

можной АС рассчитывается ее характеристика и по критерию оптимально-

сти определяется наилучшая структура. Увеличение числа приемных ан-

тенн в целом позволяет уменьшить дисперсии направляющих косинусов и

увеличить вероятность правильного устранения неоднозначности, однако

добавление нового антенного элемента ведет к увеличению габаритов и

массы, усложняет устройство обработки совокупности разностей фаз.

Таким образом, при построении многобазовой системы приема спут-

никовых навигационных сигналов выбор оптимальной антенной структуры

позволит учитывать разность фаз сигнала на входах навигационных прием-

ников и тем самым увеличить точность определения местоположения объ-

екта.


1 Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации // М.: Эко-Трендз,

2000. 268с.

2 Карлащук В.И. Спутниковая навигация. Методы и средства // М: СО-

ЛОН-Пресс. 2006. 176 с.

3 Белов В.И. Теория фазовых измерительных систем. Томск: Изд-во

ТУСУРа, 1994. 102с.

4 Денисов В.П. Фазовые радиопеленгаторы / В.П. Денисов, Д.В. Дуби-

нин. Томск: Изд-во ТУСУРа, 2002. 252 с.

133

УДК 629.7.018.7.015

Е.Г. ХАРИН, И.А. КОПЫЛОВ, В.Г. ПОЛИКАРПОВ,

В.А. КОПЕЛОВИЧ, Л.М. БАРДИНА, А.В. ЯСЕНОК

АО «Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова»

КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЛЕТНЫХ

ИСПЫТАНИЙ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО

ОБОРУДОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Одним из важных этапов создания летательных аппаратов (ЛА) явля-

ется этап лётных испытаний, на котором оцениваются характеристики ЛА и

бортового оборудования на соответствие заданным требованиям. В АО «ЛИИ им. М.М. Громова» разработана комплексная система

обеспечения летных испытаний авионики летательных аппаратов. Система построена на основе комплекса бортовых траекторных измерений КБТИ [1]. Многофункциональный комплекс КБТИ был создан под решение конеч-ной задачи – оценка и анализ характеристик пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов в реальном времени полета и в после-полетной обработке.

КБТИ обеспечивает:

получение траекторных параметров летательного аппарата на ос-нове комплексной обработки информации дифференциального фазового ре-жима работы спутниковой навигационной и инерциальной навигационной систем (погрешность определения координат не более 0,7 м);

проведение интеллектуального сбора и регистрации информации оцениваемых бортовых систем, траекторных параметров и результатов экс-пресс-анализа;

синхронизацию оцениваемых параметров бортовых систем и тра-екторных параметров (погрешность синхронизации на уровне 1 мс);

управление летным экспериментом на основе экспресс-анализа материалов летных испытаний на борту летательного аппарата.

В комплексную систему входят: бортовой блок КБТИ, базовая кон-трольно-корректирующая станция ГЛОНАСС/GPS, блок контроля и управ-ления, вычислительная сеть в составе ряда автоматизированных рабочих мест, программные комплексы (ПК) обработки и анализа характеристик си-стем и комплексов авионики (свыше 50 программных комплексов, включая ПК «Анализ»).

Применение комплексной системы обеспечения летных испытаний позволило внедрить современные технологии оценивания бортового обору-дования при решении следующих задач:

определение точностных характеристик навигационных систем;

анализ выполнения задач самолетовождения;

анализ работы систем автоматического управления;

134

вычисление аэродинамических погрешностей систем высотно-скоростных параметров, погрешностей приемников воздушных давлений самолета;

проведение относительных измерений при полете двух ЛА и при работе с наземными объектами;

проведение траекторных измерений при посадке ЛА на авиано-сец;

оценивание работы бортового пилотажно-навигационного обору-дования на соответствие заданным требованиям;

анализ функционирования систем раннего предупреждения близо-сти земли.

Данные КБТИ используются также для определения взлетно-посадоч-ных характеристик самолета, его летно-технических характеристик на боль-ших углах атаки, оценки шума на местности и др.

Разработанные технологии широко применялись при проведении до-водочных, летно-конструкторских, Государственных и сертификационных летных испытаний опытных летательных аппаратов и их бортового обору-дования. За последние два десятилетия комплексная система обеспечила проведение свыше 15000 испытательных полетов на маневренных, транс-портных, пассажирских самолетах, вертолетах.

Применение комплексной системы обеспечения существенно снизило затраты на проведение летных испытаний летательных аппаратов, сокра-тило сроки их проведения и обработки материалов летных испытаний.


1 Харин Е.Г., Копылов И.А. Технологии летных испытаний бортового

оборудования летательных аппаратов с применением комплекса бортовых

траекторных измерений. М.: МАИ-ПРИНТ, 2012. 360с.

УДК 331.101.1

В.В. ХАРИТОНОВ, А.Г. БОНДАРЕНКО, П.Е. ЗЫРЯНКИН ГЛИЦ имени В.П. Чкалова (г. Ахтубинск Астраханской обл.)

ЭРГОНОМИЧЕСКАЯ ЭКСПЕРТИЗА КАБИНЫ

СОВРЕМЕННОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВОЕННОЙ

АВИАЦИИ

Результаты эргономической экспертизы кабины современного лета-

тельного аппарата военной авиации, проведенной с участием летного со-става, разделенного на подгруппы по налету (до 10 часов, 10-25 часов, 25-

135

50 часов, более 50 часов), свидетельствуют о наличии большого количества недостатков, которые требуют немедленного устранения.

Анализ недостатков, выявленных летным составом в компоновке ка-бины самолета 5-го поколения, показывает, что в большинстве своем они могли и должны быть обнаружены еще на этапе рассмотрения макета ка-бины и своевременно (до постройки самолетов) устранены. Большое опоз-дание в выявлении таких недостатков как отсутствие досягаемости органов управления (ОУ), отсутствие обзора части пультов, проблемы с внекабин-ным обзором, является следствием упущений в эргономическом обеспече-нии разработки самолета 5-го поколения. В частности, макет кабины само-лета был представлен на рассмотрение госкомиссии в электронном виде, что не позволило выполнить его оценку в необходимом объеме и скорректиро-вать предлагаемые эргономические решения. В результате потребуются до-полнительные финансы и время на доработку кабины.

Особое внимание следует уделить замечанию летного состава о не-

удовлетворительной управляемости самолета в путевом канале на разбеге и

пробеге вследствие малых (не соответствующих ОТТ) ходов педалей. Заме-

чания по недостаткам короткоходовых РУС И РУД отмечались летным со-

ставом и на самолете Су-35. Между тем, в ОТТ заданы оптимальные значе-

ния перемещений и градиентов перемещений для органов управления само-

летом. Эти значения, учитывающие человеческий фактор, определены в ре-

зультате большого количества экспериментов и обобщения летной прак-

тики. Диапазоны перемещения основных ОУ управления самолетом и зна-

чения градиентов подобраны таким образом, что обеспечивают оптималь-

ные соотношения между величиной отклонения ОУ и реакцией самолета на

эти отклонения. При этом летчику обеспечиваются достаточные ощущения

величины перемещений ОУ и усилий на них, что является основой необхо-

димого качества управления самолетом. Оптимальные по ходам и усилиям

ОУ управления самолетом обеспечивают летчика необходимой неинстру-

ментальной информацией, дающей возможность летчику сформировать

«чувство самолета»- ощущения слитности с ним. Качество неинструмен-

тальной информации, которую дают короткоходовые ОУ, значительно

хуже, чем от оптимальных ОУ, летчик вынужден больше внимания уделять

контролю пилотажных приборов, что снижает его возможности по решению

других задач. Оснащать самолеты короткоходовыми ОУ без крайней необ-

ходимости не следует.

Несмотря на внедрение «стеклянных» кабин, сама концепция «стек-

лянной» кабины до сих пор не получила достаточного обоснования в эрго-

номических исследованиях с подтверждением эффективности в летных ис-

пытаниях. Оптимальное соотношение элементов традиционных ИУП и

ИУП электронных в кабинах боевых ЛА остается пока под вопросом, тре-

бующим безотлагательного решения.

136

УДК 159.9:62

В.В. ХАРИТОНОВ, С.Ф. СЕРЁГИН ГЛИЦ имени В.П. Чкалова (Астраханская обл., г. Ахтубинск)

ПРОБЛЕМЫ ЭРГОНОМИКИ КАБИН САМОЛЕТОВ

ФРОНТОВОЙ АВИАЦИИ

Статистика причин летных происшествий показывает, что многочис-

ленные эргономические недостатки кабин, выявленные в ходе испытаний и

эксплуатации на всех без исключения самолетах, устраняются с большим

опозданием, либо вовсе не устраняются, из-за чего количество ошибочных

действий летного состава уже заложено в создаваемый образец и будет со-

храняться на высоком уровне.

Несовершенные кабины появляются потому, что при разработке об-

разцов авиационной техники проводится на низком административно-науч-

ном уровне (или полностью отсутствует) научно-эргономическое сопровож-

дение разработки авиационной техники и прогнозирование безопасности

полетов. В ВВС в настоящее время отсутствует эффективная структура, ко-

торая бы отслеживала оперативность устранения эргономических недостат-

ков: мероприятия ВВС по безопасности полетов очень редко касаются во-

просов эргономики.

По результатам обобщения опыта экспертизы кабин самолетов фрон-

товой авиации в процессе испытаний выделены и раскрыты ключевые про-

блемы их эргономики:

1) несовершенство систем, предупреждающих летчика о достижении

самолетом предельных значений параметров полета (ограничений), в част-

ности – допустимых углов атаки и перегрузки;

2) обеспечение надежной индикации пространственного положения

самолета;

3) решение навигационных задач и индикация навигационной инфор-

мации;

4) обеспечение нормальных температурных условий жизнедеятельно-

сти летчика;

5) сложность работы летчика с органами системы управления воору-

жением и системой отображения информации.

Проблема обеспечения оптимальных условий взаимодействия чело-

века и техники для авиации в настоящее время остается очень острой и важ-

137

ной. Особенно обостряет эту проблему интенсивное усложнение авиацион-

ной техники, расширение боевых возможностей и перечень решаемых са-

молетами задач.

Без устранения эргономических недостатков кабин существующих

самолетов и без тщательной эргономической проработки кабин разрабаты-

ваемых самолетов не представляется возможным существенно снизить ко-

личество закономерных (обуславливаемых эргономическими недостат-

ками) ошибочных действий экипажей и повысить эффективность примене-

ния самолетов.

УДК 612.821:629.7.058.47

С.Д. ЧИСТОВ, С.Ю. ГОЛОСОВ НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС МО РФ (г. Москва)

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ

ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОРИЕНТИРОВКИ И ПОКАЗАТЕЛЕЙ

ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЛЕТЧИКА ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ

НАШЛЕМНЫХ СИСТЕМ ИНДИКАЦИИ

Целью экспериментального исследования являлась оценка эффектив-

ности деятельности летчика при выполнении пилотажных задач на модели-

рующем комплексе в зависимости от объема и способов кодирования ин-

формации об основных параметрах полета на экране нашлемной системы

индикации и целеуказания (НСЦИ). В экспериментах использовался макетный образец НСЦИ, смонтиро-

ванный на перспективном защитном шлеме летчика ЗШ-10. Он обеспечи-вает предъявление в поле зрения летчика монохромного коллимированного растрового изображения и знакографической информации на фоне непо-средственно наблюдаемого окружающего пространства. Для реализации этих кадров использовалась система программного обеспечения моделиру-ющего комплекса, которая позволяла моделировать различные варианты индикации пилотажных параметров.

В предварительных экспериментах летчики выполняли пилотирова-ние вне видимости земных ориентиров в произвольном режиме с использо-ванием информационного кадра НСЦИ для ознакомления с его особенно-стями.

В зачетных экспериментах летчики выполняли режим горизонталь-ного полета в течение 15 минут и фигуры пилотажа.

На третьем этапе имитировались сложные пространственные положе-ния воздушного судна.

138

Формирование информационного кадра НСЦИ предполагает его насыщение необходимой пилотажной информацией в форме, адекватной концептуальной модели летчика, и оптимальной для визуального восприя-тия этой информации и построения управляющих воздействий.

Основной особенностью, усложняющей задачу формирования инфор-мационных кадров НСЦИ, является необходимость индикации потребного количества пилотажных параметров с помощью минимального количества символьно-знаковых элементов. Решение этой задачи должно идти по двум направлениям: выбор оптимальных характеристик шкал и предъявление ча-сти пилотажных параметров в виде, требующем лишь качественного кон-троля.

Как показывают результаты исследования, вид представления инфор-мации об основных пилотажных параметрах на экране НСЦИ оказывает влияние на точностные характеристики пилотирования, уровень психофи-зиологической загруженности и напряженности летчика. При использова-нии цифровых счетчиков тангажа и вертикальной скорости, с помощью ко-торых сложно прогнозировать динамику изменения параметра, возникают сложности управления в продольном канале.

Действия летчиков по выводу из сложных пространственных положе-ний при использовании информационного кадра НСЦИ характеризовались вероятностью ошибочного движения в продольном канале от 0,017 до 0,033, в боковом канале от 0,08 до 0,013; латентным периодом первого правиль-ного управляющего движения от 1,26 до 1,64 с; временем вывода воздуш-ного судна из сложных пространственных положений от 11,4 до 13,6 с (сред-ние значения).

По оценке летчиков, такой временной интервал при выводе самолета из сложного пространственного положения может иметь решающее значе-ние для обеспечения безопасности полетов.

Для выполнения фигур сложного пилотажа, обеспечения режима по-садки, полета по заданному маршруту и других требуется дополнительная информация, которая может быть введена в информационный кадр НСЦИ. Это закономерно ухудшит условия наблюдения внекабинного пространства и приведет к использованию резервной площади кадра, предназначенной для индикации дополнительной информации на этапах целеуказания. По-этому целесообразно использование для НСЦИ двух основных вариантов информационного кадра: пилотажный кадр, содержащий полный объем ин-формации, и кадр для этапа целеуказания, содержащий минимально необ-ходимый объем пилотажной информации и резервную площадь для инди-кации дополнительной информации.

В ходе исследования выявлены особенности ухудшения зрительного восприятия при использовании НСЦИ, которые могут сказаться на увеличе-нии времени распознавания объектов на местности, привести к напряжению зрительного анализатора и, в конечном счете, к возникновению выражен-

139

ных симптомов зрительной астенопии, снижению зрительной работоспо-собности, снижению скорости и точности считывания пилотажно-навигаци-онной информации.

НСЦИ не может рассматриваться в качестве основной системы отоб-ражения пилотажно-навигационной информации в силу следующих ограни-чений:

наличия затруднений в реализации управляющих движений лет-чика и вероятности нарушения пространственной ориентировки из-за кон-фликта между естественной и индицируемой информацией при смещениях информационного кадра, связанных с наклонами головы;

существенного снижения (до 60%) качества пилотирования (по сравнению с СОИ на приборной доске) при усложнении пилотажной задачи.

УДК 623.746.001.57

О.А. ШАБАНОВ, В.Ю. МАКСИМОВ, В.В. КОНОВАЛЬЦЕВ,

Э.В. КОНОВАЛЬЦЕВ, Р.Е. БЕЛОВ 1 УНИИ войсковой части 15650 (г. Ахтубинск)

ОЦЕНКА КАЧЕСТВА МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ

С ПРИМЕНЕНИЕМ МЕТОДИКИ ЭКСПЕРТНОГО ОПРОСА

При проведении испытаний математических моделей составных ча-стей комплексов бортового оборудования летательных аппаратов (ММ СЧ КБО ЛА) качественные характеристики, в отличие от числовых, оценива-ются методом экспертных оценок. При этом целью применения такого ме-тода является необходимость выделения наиболее значимых качественных характеристик.

Сущность метода экспертных оценок заключается в рациональной ор-ганизации проведения экспертами анализа проблемы с количественной оценкой суждений и обработкой их результатов. Обобщенное мнение группы экспертов принимается как решение проблемы.

В процессе принятия решений эксперты выполняют информацион-ную и аналитическую работу по формированию и оценке решений.

В данном случае возможно применение методики экспертного опроса определения весовых коэффициентов для выделения наиболее значимых ха-рактеристик.

После проведения опроса группы экспертов осуществляется обра-ботка результатов. Исходной информацией для нее являются числовые дан-ные, выражающие предпочтения экспертов, и содержательное обоснование этих предпочтений. Целью обработки является получение обобщенных дан-ных и новой информации, содержащейся в скрытой форме в экспертных оценках. На основе результатов обработки формируется решение проблемы.

140

В зависимости от целей экспертного оценивания при обработке ре-зультатов опроса возникают следующие основные задачи:

определение согласованности мнений экспертов; построение обобщений оценки объектов; определение зависимости между суждениями экспертов; определение относительных весов объектов; оценка надежности результатов экспертизы. Предлагаемая методика заключается в следующей последовательно-

сти действий. Шаг 1. Формирование экспертной группы. Группа экспертов форми-

руется из числа ведущих специалистов по созданию, испытаниям, эксплуа-тации СЧ КБО. Оптимальное количество специалистов не более 10.

Шаг 2. Анкетирование экспертов. На данном этапе каждому эксперту предоставляется возможность определить важность характеристик каче-ства ММ, оцениваемых при проведении испытаний.

Шаг 3. Формирование матрицы экспертных оценок. Шаг 4. Определение коэффициентов согласованности мнений экспер-

тов. Шаг 5. Построение матрицы обобщенной оценки мнений экспертов. Шаг 6. Нормирование матрицы обобщенных оценок мнений экспер-

тов и преобразование ее в матрицу весовых коэффициентов. Анализ полученных результатов позволяет определить наиболее зна-

чимые характеристики ММ СЧ КБО, на которые необходимо обратить осо-бое внимание при проведении испытаний.

Рассмотренная методика экспертного опроса может быть применена на различных стадиях создания математических моделей различных объектов авиационной техники для выявления наиболее значимых характеристик.

УДК 621.396.96

А.В. ШАРАМЕТ, В.В. КОВАЛЕВИЧ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ПОСТАНОВЩИКА

АКТИВНЫХ ПОМЕХ В БОРТОВЫХ РАДИОЛОКАЦИОННЫХ

СИСТЕМАХ

Одним из основных источником информации о воздушной и наземной

обстановке на боевых самолетах являются бортовые радиолокационные си-

стемы (БРЛС), которые, используют последние достижения современной

радиоэлектроники и вычислительной техники. Они оказывающие суще-

ственное влияние на боевую эффективность самолетов.

141

Одновременно с развитием техники радиолокации происходит совер-

шенствование средств радиоэлектронной борьбы (РЭБ), интенсивно нара-

щиваются возможности по радиоэлектронному подавлению БРЛС во всех

режимах работы [1]. Анализ реализованных алгоритмов функционирования

БРЛС показывает [6, с.349-353], что они недостаточно защищены от суще-

ствующих в настоящее время помех. Несмотря на успехи в разработке по-

мехоустойчивых алгоритмов функционирования БРЛС [7, с.51-58] про-

блему защиты от средств РЭБ противника нельзя считать решенной.

В процессе ведения воздушного боя одним из вариантов развития со-

бытий возможна ситуация, когда каналы измерения дальности и скорости

БРЛС будут подавлены помехами, создаваемыми постановщиками актив-

ных помех (ПАП) [2,3]. В данной ситуации (рисунок 1) возможно только

измерение углов пеленга максимума излучаемого сигнала ПАП [4,5].

Рисунок 1 – Этап сближения воздушного боя

Как правило [6], при взятии ПАП на сопровождение требуются теку-

щие значения дальности и скорости, углах и угловых скоростях в азимуталь-

ной и угломестной плоскости.

Задача определения дальности и скорости сближения решаются с по-

мощью методов косвенного оценивания по известным углам пеленга ПАП

[4,5].

Таким образом, знание необходимых параметров позволяет опреде-

лить местоположение ПАП, а также осуществлять его сопровождение и

наведение на него ракет для поражения, что повышает боевую эффектив-

ность боевых самолетов в воздушном бою против ПАП.


1 Викулов О.В., Добыкин В.Д., Дрогалин В.В. и др. Современное со-

стояние и перспективы развития авиационных средств радиоэлектронной

борьбы, 1998,№12,с.3-16

2 Основы теории радиоэлектронной борьбы. / Под.ред. Н.Ф. Нико-

ленко. М.: Воениздат, 1987.

3 Цветков В.В., Демин В.П., Куприянов А.И. Радиоэлектронная

борьба: радиоразведка и радиоподавление. М.: Изд. МАИ, 1998.

142

4 Южаков В.В. Современные методы определения местоположения

источников электромагнитного излучения. Зарубежная радиоэлектроника.

Успехи современной радиоэлектроники,1987,№8, с. 67-79

5 Шарамет А.В. Кинематическое определение координат радиоизлу-

чающей воздушной цели по угловым измерениям А.В. Шарамет, С. Б. Ка-

литин, Д. В. Морозов // Вестник ВА РБ. Минск, 2017. Вып.2(50) С.99-108

6 Руководство по технической эксплуатации. Описание алгоритмов.

Пр. 2,Ч. 1

7 Светлов А.Ю. Помехоустойчивость алгоритмов обнаружения дви-

жущихся целей на фоне помех в импульсных РЛС. Дис. ктн. Челябинск,

2006, с.173

УДК 623.746.001.57

А.М. ШЕВЧЕНКО, Г.Н.НАЧИНКИНА, М.В. ГОРОДНОВА Институт проблем управления им В.А. Трапезникова РАН, г. Москва

ИССЛЕДОВАНИЕ ДОСТОВЕРНОСТИ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ

ДИСТАНЦИИ ТОРМОЖЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Статистика летных происшествий (ЛП) по материалам последних

зарубежных так и отечественных исследований показывает, что доля ЛП, обусловленных участием человека в процессе выполнения полетного задания колеблется в зависимости от методик оценки от 50 до 70%. Такая высокая доля негативных происшествий обусловлена повышенной психо-логической нагрузкой скоротечностью процессов и дефицитом времени на принятие решений. В предыдущих работах [1-2] для улучшения ситуацион-ной осведомленности экипажа были предложены методы оценивания теку-щей и прогнозирования будущего развития ситуации на взлетно-посадоч-ной полосе (ВПП). На основании таких прогнозов могут быть сформиро-ваны информационные сообщения и оповещения в поле зрения пилота. Од-нако для исключения ложных сообщений методы прогнозирования должны обладать не только высокой точностью, но и высокой достоверностью или надежностью результатов.

Прогноз всегда отличается от действительного развития ситуации. Ре-зультаты прогнозирования содержат разнополярные ошибки, т.е. прогноз может быть оптимистичным или пессимистичным. Применительно к авиации значимость разнополярных ошибок, или цена последствий, существенно различна. Так, в случае экстренного торможения при прерванном взлете пессимистическая переоценка тормозного пути может привести к ошибочному прекращению взлета, а его оптимистическая недооценка – к выкатыванию за пределы ВПП. В первом случае это

143

приведет к отмене или перенесению рейса и выплате штрафов, а во втором возможны поломка шасси, разрушение фюзеляжа, разрушение двигателей, их возгорание, травмирование пассажиров и др.

В настоящей работе исследовались прогностические свойства разработанных ранее алгоритмов прогнозирования тормозного пути с точки зрения правдоподобия их результатов реальным событиям.

Исследования алгоритмов на стенде. Для исследований был разработан специальный компьютерный многофункциональный стенд [3]. В его состав входит полная нелинейная модель серийного лайнера Ту-204-120С. Исследования проводились на основе результатов статистических испытаний алгоритмов в широком диапазоне условий торможения с посадочными массами от 70 до 105 тонн, ккоэффициентами сцепления kсц от 0,3 до 0,7 и начальными скоростями торможения VP от 180 до 240 км/ч. Выполнялись серии испытаний длиной 1000 и 10000 полетов. Итоговый отчет об испытаниях содержал записи основных параметров каждого полета и итоговую таблицу статистических оценок всех параметров на всей совокупности полетов.

При этом для каждого полета фиксировался индекс генератора случайных чисел (SEED), который использовался для моделирования всех возмущений и помех в текущем полете. Зная этот индекс, можно было воспроизвести любой полет в разовом пуске с регистрацией полного набора параметров полета и записью всех координат для детального анализа данного полета. Очевидно, что наибольший интерес представляют полеты в которых наблюдаются наихудшие или наилучшие результаты прогнозирования. Номера этих полетов также отмечаются в сводной таблице.

Оценка уровней ущерба от ошибочных прогнозов. С позиции общего подхода к анализу вариантов развития опасных событий на объектах повышенного риска, приведенного в книге [10], в рамках вероятностной модели полет может быть представлен в виде реализации одного из возможных сценариев.

Оценка уровней ущерба от ошибочных прогнозов. С позиции общего подхода к анализу вариантов развития опасных событий на объектах повышенного риска, приведенного в книге [10], в рамках вероятностной модели полет может быть представлен в виде реализации одного из возможных сценариев.

Вид экрана в современной версии стенда после серии испытаний из 1000 полетов с заключительным фрагментом отчета представлен на рис. 1

144

Рисунок 1 – Внешний вид стенда

Абсолютно успешное выполнение этапа торможения с нулевым

ущербом - это процесс перехода ВС из состояния начального торможения в конечное состояние останова (или достижения скорости руления) I0 в пре-делах ВПП. Под влиянием факторов опасности (ФО) сценарий торможения отклоняется от нормативной траектории, в результате может наступить любое из множества q возможных нештатных событий (исходов полета) Ij.

Упрощенно представим, что каждый исход полета Ij описывается только двумя параметрами: вероятностью Рj его наступления и величиной предполагаемого ущерба Sj. В ситуациях с выкатыванием за порог ВПП величина ущерба наиболее сильно коррелированна со скоростью, при которой произошло выкатывание. Будем считать размер ущерба пропорциональным скорости выкатывания Vor.

j j

j or orS S V V (1)

В предположении бесконечно большое число исходов полета, то при-ходим к непрерывной случайной интегральной величине ущерба, для кото-рой риск считается как математическое ожидание М(S):

( ) ( )R M S Sf S dS

,

где f(S) – плотность распределения вероятностей ущерба. Или при нашем допущении (1) принимаем выражение f(S) через плотность распределения вероятностей скорости в виде:

( ) orf S f V

Для оценки серьезности последствий авиационных происшествий в ИКАО принята шкала из 5 уровней. Для наших целей будем использовать такую же шкалу градаций скорости выкатывания. Зависимость скорости на

145

финальном участке траектории принимаем в виде: V=V(m, kсц Dfin), где Dfin- дальность до финальной точки, т.е. до останова.

Была поставлена задача найти статистические свойства вероятных скоростей выкатывания, обусловленных ошибками прогнозирования точки останова ВС в процессе торможения в области эксплуатационных режимов торможения.

Скорость выкатывания непосредственно зависит от расстояния в мо-

мент пересечения границы ВПП до прогнозной точки останова. Это рассто-

яние является ошибкой прогнозирования. Таким образом, Vor= f(∆D_торм).

Вид функции f(∆D_торм) определяется только динамикой торможения на

конечном участке траектории, где выключен реверс, убраны интерцепторы,

отсутствует аквапланирование, и поэтому хорошо детерминирован и кон-

сервативен по отношению ко всем предыдущим эволюциям траектории.

Методом регрессионного анализа в работе были найдены аналитические ап-

проксимации функции ( )i i

or тормV f D .

Поиск выполнялся специальным программным модулем, имеющемся

в структуре стенда. Монотонный характер замедления ВС наиболее рацио-

нально описывается полиномиальной зависимостью. С помощью этой

функции статистические характеристики дальности гипотетического выка-

тывания конвертируются в соответствующие характеристики скорости. Ре-

зультаты статистического анализа иллюстрируются гистограммой распре-

деления скоростей выкатывания при случайных вариациях : 3m=5% и

3Ксц=10%.


1 Shevchenko A.M. Some Means for Informational Support of Airliner Pi-

lot // 5th Int. Scientific Conf. on Physics and Control (Physcon 2011). Leon,

Spain. Sept. 5-8, 2011. P. 1-5 http://lib.physcon.ru/doc?id=78f90e41e746/.

Рисунок 2 - Гистограмма распределения вероятных скоростей выкатывания по 5-ти зонам

http://lib.physcon.ru/doc?id=78f90e41e746/

146

2 Kuznetsov A., Shevchenko A., Solonnikov Ju. The Methods of Forecast-

ing Some Events During the Aircraft Takeoff and Landing, //19th IFAC Sympo-

sium on Automatic Control in Aerospace (АСА2013).Germany.2013. Proceengs,

pp.183-187.

3 Шевченко А.М., Начинкина Г.Н., Солонников Ю.И. Модельные ис-

следования энергетического алгоритма прогнозирования дистанции тормо-

жения самолета. // Труды Московского института электромеханики и авто-

матики. Выпуск 8. «Навигация и управление летательными аппаратами».

М.: МИЭА, 2014, с. 76-90.

УДК 355.469.34

А.В. ЮРКАНТОВИЧ, Ю.С.СЛИЖИКОВ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск, Республика Беларусь)

ОСНОВНЫЕ ПОДХОДЫ К РЕШЕНИЮ ЗАДАЧ ГРУППОВОГО

ПРИМЕНЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

В настоящее время широкое распространение получили беспилотные

летательные аппараты (далее БПЛА). Основными преимуществами исполь-

зования БПЛА являются универсальность, гибкость, относительно неболь-

шие эксплуатационные расходы и исключение человеческого фактора на

борту. На практике применяются одиночные БПЛА, однако очевидно, вы-

полнение группами БПЛА, значительно повысит эффективность выполне-

ния задач. Проанализировав групповое применение БЛЛА, можно выделить

положительные стороны, которыми будет обладать группа БПЛА по срав-

нению с использованием одного БПЛА:

большее множество стратегий;

более высокая вероятность выполнения поставленной задачи;

более эффективное решение задач;

выигрыш во времени;

возможность постановки различных задач для участников группы

БПЛА.

В основе применения группы БПЛА лежит взаимодействие её элемен-

тов, для которых характерно полное соответствие их действий поставлен-

ным перед ними задачам. Одной из главных целей является распределение

задач, которые возлагаются на тот или иной БПЛА. Для эффективного при-

менения группы БПЛА, ею необходимо эффективно управлять.

147

Основными подходами к решению задач управления группой явля-

ются мультиагентное управление и централизованная иерархическая си-

стема управления.

В основе мультиагентного управления лежит понятие «агента», про-

граммного объекта, способного воспринимать ситуацию, принимать реше-

ния. Поиск решения при этом осуществляется как процесс переговоров этих

агентов между собой в целях определения оптимального способа организа-

ции. Данный метод имитирует принципы совместных действий группы

насекомых, которые могут обмениваться информацией и выполнять общую

задачу, пользуясь «коллективным разумом».

Достоинством мультиагентного управления является то, что взаимо-

связи между элементами системы, с одной стороны, могут быть достаточно

сильными, чтобы влиять на поведение друг друга, а с другой – оставляют

возможность для самостоятельного принятия решений при общем коллек-

тивном поведении.

Централизованная иерархическая система управления, при которой

связь с центральным устройством управления есть лишь у некоторых

БПЛА, каждый из которых передает команды аппаратам своей подгруппы,

причем дистанции между аппаратами подгруппы относительно невелики,

следовательно, и энергозатраты на такую передачу не столь существенны.

Положительными сторонами применения централизованной иерархи-

ческой системы управления является относительная простота и доступность

реализации. Данное утверждение подтверждается тем фактором, что разме-

щение бортовой интеллектуальной системы управления группы требуется

на центральном БПЛА, которая в свою очередь будет посылать команды на

другие БПЛА своей подгруппы.

Централизованную иерархическую систему управления по уровням

решения задач можно разделить на три уровня:

стратегический уровень (уровень планирования текущей задачи);

тактический уровень (уровень формирования траектории полета);

исполнительный уровень.

Задача стратегического уровня состоит в оперативном планировании

групповых действий летательных аппаратов с организацией их взаимопо-

мощи и разрешением возникающих конфликтов в выборе направления по-

лета во избежание столкновений БПЛА друг с другом.

Задачей тактического уровня является формирование траектории по-

лета по заданным координатам цели.

Исполнительный уровень – это уровень системы управления самим

БПЛА, в задачи которого входит поддержание или отработка задающих воз-

действий по таким сигналам, как направление, скорость, высота полета к

цели, управление целевой нагрузкой, выдерживание безопасного расстоя-

ния между членами группы.

148

Таким образом, можно сделать вывод, что для решения задачи орга-

низации группового полёта БПЛА необходимо разработать комплекс про-

грамм, предназначенных для решения практических задач группы БПЛА на

трёх уровнях: стратегический, тактический, исполнительный.


1 Стюарт Р. Искусственный интеллект. Современный подход М: Ви-

льямс, 2007. 1408 с.

149

РАЗДЕЛ 4

УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНИЧЕСКИМ СОСТОЯНИЕМ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ

УДК 629.735.067

А.Г. ГУЗИЙ1, А.М. ЛУШКИН1, Ю.А. МАЙОРОВА2, А.В. ФОКИН3 1ПАО «Авиакомпания «Ютэйр» (г. Москва) 2Московский психолого-социальный университет 3Министерство транспорта России

СИНТЕЗ «ПИРАМИДЫ РИСКА» ЭРГАТИЧЕСКОЙ

СИСТЕМЫ С ДИФФЕРЕНЦИРОВАНИЕМ ПО ФАКТОРАМ

«ЧЕЛОВЕК», «ВОЗДУШНОЕ СУДНО», «СРЕДА»

Анализ уровня безопасности полетов (БП), как состояния авиационно-

транспортной системы (АТС), традиционно выполняется по динамике ча-

стоты авиационных происшествий (АП). Однако, изменения в состоянии

АТС происходят быстрее, чем изменения в количестве АП. В силу невоз-

можности статистического оценивания уровня БП по количеству АП, пред-

ложен расчетный (косвенный) по количеству событий меньшей тяжести.

Известная «пирамида риска» ИКАО, отражающая правило

«1:10:30:600» (т.е. на одну катастрофу приходится 600 инцидентов), не

нашла практического применения по причинам масштабной обобщенности,

древности и грубой дискретизации количественного соотношения парамет-

ров (кратность «10» и «100» свидетельствуют, что только методическая по-

грешность оценки за счет дискретизации соотношения может достигать

10% и более). Общая «пирамида риска» авиационных событий с самолетами

гражданской авиации России, уточнившая правило до «1:2:7:140», и част-

ные «пирамиды риска», как результат разложения общей пирамиды по груп-

пам причинных факторов, получены статистическим анализом всех авиаци-

онных событий, зарегистрированных в АСОБП и АМРИПП за период 2003-

2008 г.г. [1, 2]. При этом не учтено очевидное существенное различие в ин-

формативности и значимости статистических данных начала и конца оцени-

ваемого периода. Выбранный 6-тилетний период оценивания обеспечил ре-

презентативность данных, но с ущербом достоверности, поскольку АТС -

сложная динамическая система, а прошло около 10 лет.

Начиная с 2014 г., пассажирские авиаперевозки в России воздушными

судами с максимальным взлетным весом более 10 т выполняются без ката-

150

строф. Поэтому очевидна целесообразность ежегодного обновления «пира-

миды риска», причем с использованием не рекомендуемой ИКАО в 2007 г.

методики простого скользящего среднего с эпохой усреднения 5 лет, а с при-

менением методики линейно взвешенного скользящего среднего с эпохой

усреднения 7 лет. Скользящее среднее позволяет минимизировать динами-

ческую погрешность статистического оценивания в результате оптимиза-

ции коэффициента сглаживания [3]. Эпоха усреднения увеличена до 7 лет,

поскольку за 5 лет в коммерческой авиации России все аварии и катастрофы

произошли по «Человеческому фактору» и для факторного анализа событий

5-тилетняя их выборка не может быть репрезентативной.

Линейно взвешенное усреднение количества авиационных событий

каждого типа за 7 крайних лет позволяет откорректировать общую «пира-

миду риска» коммерческой авиации России: 1:1,7:17:803.

Поскольку за 7-милетнюю эпоху усреднения в коммерческой авиации

России не были зафиксированы аварии и катастрофы по причинному фак-

тору «Среда», то при вычислении коэффициентов значимости авиационных

инцидентов по «Среде» следует использовать общую «пирамиду рисков».

Откорректированные частные «пирамиды рисков», отражают соотно-

шения:

1 : 2,2 : 145 : 193 - по группе причинных факторов «ЧФ»;

1 : 0,3 : 14,5 : 1714 - по группе причинных факторов «ВС»;

1 : 1,7 : 17 : 803 - по группе причинных факторов «Среда».

По полученным соотношениям определяется условная вероятность

события более высокой тяжести, если имели место события меньшей тяже-

сти, т.е. значимость каждого типа авиационных событий (инцидент, серьез-

ный инцидент, авария) с учетом их причинных факторов.

В целях оптимизации достоверности косвенных оценок показателей

безопасности полетов актуализацию (коррекцию) параметров «пирамиды

рисков» целесообразно уточнять ежегодно, учитывая статистические дан-

ные об авиационных событиях в очередном прошедшем году с максималь-

ной значимость и исключая из анализа статистику авиационных событий 7-

милетней и большей давности.


1 Гузий А.Г., Чуйко Т.А. Вероятностный подход к оцениванию теку-

щего уровня безопасности полетов эксплуатанта воздушных судов./ Разра-

ботка и внедрение корпоративной системы управления безопасностью по-

летов. Материалы открытой научно-практич. конф. авиакомпании «ТРАН-

САЭРО» 23 октября 2008г./ Под общей ред. А.Г. Гузия. М., 2009. С.43-51.

151

2 Научное обоснование реализации мероприятий Государственной

программы обеспечения безопасности полетов воздушных судов граждан-

ской авиации Российской Федерации в 2008-2009 годах и разработка требо-

ваний по безопасности полетов. Отчет о НИР. М.: Минтранс РФ, ФСНТ (Ро-

странснадзор), ФГУ «Государственный центр «Безопасность полетов на

воздушном транспорте», 2008.

3 Гузий А.Г., Хаустов А.А. Определение оптимального коэффициента

сглаживания в задаче мониторинга текущего уровня безопасности полетов

с использованием методики простого и взвешенного скользящего сред-

него.// Проблемы безопасности полетов. Научно-технический журнал. Вып.

№ 2, 2010. М.: ВИНИТИ, 2010. С.19-26.

УДК 681.2:389:629.7

Д.А. ЕФРЕМОВ ФГБУ «ГНМЦ» МО РФ, 2-й филиал, г. Балашиха, Московская область

ОСОБЕННОСТИ МЕТРОЛОГИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ В БОЕВЫХ УСЛОВИЯХ

Авиационная группа ВКС России в Сирии была создана 30.09.2015 г.

в районе г. Латакия на сирийской авиабазе Хмеймим для проведения воен-

ной операции на территории Сирии и поддержки правительственных войск

в войне с Исламским государством. Согласно подписанному Президентом

России Владимиром Путиным 14.10.2016 г. Федеральному закону № 376-

ФЗ «О ратификации Соглашения между Российской Федерацией и Сирий-

ской Арабской Республикой о размещении авиационной группы Вооружён-

ных Сил Российской Федерации на территории Сирийской Арабской Рес-

публики», Авиационная группа ВВС России размещается на территории Си-

рии бессрочно.

Основной задачей группы является авиационная поддержка наземных

сил сирийских войск, воздушное прикрытие территории Сирии от возмож-

ного господства в воздухе боевой авиации других стран, воздушная раз-

ведка и нанесение ракетно-бомбовых ударов по скоплениям войск ИГ и их

укрепленным пунктам, непрерывное снабжение авиабазы материально-тех-

ническими средствами, доставка по воздуху гуманитарной помощи.

Приведенные выше данные и продолжающиеся вооруженные кон-

фликты, прежде всего в странах Ближнего Востока, позволяют сделать сле-

дующие выводы:

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D0%B0%D1%82%D0%B0%D0%BA%D0%B8%D1%8F

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%B2%D0%B8%D0%B0%D1%86%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%B1%D0%B0%D0%B7%D0%B0

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A5%D0%BC%D0%B5%D0%B9%D0%BC%D0%B8%D0%BC

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BE%D0%BF%D0%B5%D1%80%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%A0%D0%BE%D1%81%D1%81%D0%B8%D0%B8_%D0%B2_%D0%A1%D0%B8%D1%80%D0%B8%D0%B8

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BE%D0%BF%D0%B5%D1%80%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%A0%D0%BE%D1%81%D1%81%D0%B8%D0%B8_%D0%B2_%D0%A1%D0%B8%D1%80%D0%B8%D0%B8

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%98%D1%81%D0%BB%D0%B0%D0%BC%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B5_%D0%B3%D0%BE%D1%81%D1%83%D0%B4%D0%B0%D1%80%D1%81%D1%82%D0%B2%D0%BE

152

1. Современный период развития Вооруженных Сил РФ и их ВКС, в

частности, должен предусматривать создание и поддержание в боевой го-

товности авиационных групп вне авиационных баз России.

2. Парк таких авиационных групп, перебрасываемых на базы вне пре-

делов России, состоит из, во-первых, различных типов и видов самолетов и

вертолетов, исходя из выполняемых ими задач, и, во-вторых, техники, раз-

работанной в разные годы и имеющей значительные различия по использу-

емым бортовым системам, подлежащим поверке имеющимися средствами

измерений (СИ).

3. Единство средств и методов измерений различных технических па-

раметров авиационной техники должно быть обеспечено и поддерживаться

на постоянно высоком уровне.

С целью обеспечения и контроля работоспособности и пригодности к

эксплуатации всего парка средств измерений авиационной группы на базе

Хмеймим в течение 2017 года была сформирована группа авиационных мет-

рологов с задачей обеспечить поверку всех имеющихся на базе СИ, срок по-

верки которых заканчивался. Для переброски по воздуху поверочной аппа-

ратуры на авиабазу Хмеймим был выделен самолет Ан-26. Перечень пере-

брасываемой поверочной аппаратуры был разработан, исходя из анализа со-

става имеющихся в ГНМЦ средств поверки и рабочих эталонов для поверки

СИ.

Для оптимизации работы командируемой группы авиационных мет-

рологов в ее состав были включены специалисты по всем видам измерений.

При формировании группы была учтена возможность взаимозаменяемости

специалистов, что позволяло оперативно выполнить все задачи в строго

определенные командованием сроки. Кроме того, при формировании

группы и перечня необходимого оборудования, перебрасываемого по воз-

духу, учитывалась и минимизация финансовых затрат на проведение пове-

рочных мероприятий.

Нынешнее состояние ВС РФ в период активной стадии перевооруже-

ния и санкционного давления со стороны западных стран в области техно-

логий требует жесткой экономии всех видов ресурсов при проведении воен-

ной реформы и организации военного строительства в РФ. В этих условиях

значительно возрастает роль военной метрологии по ряду причин:

- необходимость длительной эксплуатации в войсках все более старе-

ющей авиационной техники. При этом большой объем точных измерений

становится единственной гарантией возможности использования по назна-

чению, безопасного и безаварийного ее применения. Качественное метро-

логическое обеспечение, гарантирующее точность измерений, позволяет со-

хранить боеготовность и эффективность стареющих вооружений, страхует

личный состав от возможных аварий и катастроф из-за их внезапных отка-

зов;

153

- дефицит денежных и материальных средств повышает роль точных

измерений и метрологического обеспечения в военном деле, позволяющих

избегать ошибок при принятии решений и связанных с ними потерь. Мет-

рологическая деятельность во все времена, а сейчас особенно, характеризу-

ется высокой технико-экономической эффективностью, затраты на нее оку-

паются буквально в течение нескольких месяцев;

- концепция военного строительства России предусматривает перево-

оружение войск современными наукоемкими и высокоточными авиацион-

ными комплексами, параметры и характеристики которых во многом зави-

сят от организации их метрологического обеспечения. Предстоящее техни-

ческое перевооружение требует обязательного опережающего развития тех-

нических средств военной метрологии.

С нашей точки зрения, опыт использования оперативной группы авиа-

ционных метрологов путем переброски оборудования и личного состава

транспортной авиацией должен быть учтен при обосновании облика, со-

става и характеристик аэромобильного авиационного поверочного ком-

плекса, находящегося в оперативном подчинении ГНМЦ и способного в

условиях ограниченного времени, в том числе и в боевых условиях, поддер-

живать авиационные (а в общем случае, и общевойсковые) СИ в рабочем

состоянии как в пределах РФ, так и на ее зарубежных базах.

УДК 681.518.5

С.С. КАРПЕНКО, Е.Ю. ЗЫБИН, В.В. КОСЬЯНЧУК ФГУП «Государственный научно-исследовательский институт авиационных

систем» (г. Москва)

АНАЛИЗ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТИ НЕПАРАМЕТРИЧЕСКОГО

КРИТЕРИЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ОТКАЗОВ В СИСТЕМЕ

УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА2

Пусть модели воздушного судна (ВС) с исправной и неисправной си-

стемой управления (СУ) имеют вид

1i i iX AX BU , 1j j jX AX BFU , (1)

2 Исследование выполнено при финансовой поддержке РФФИ (гранты 17-08-

01445а, 18-08-00453а)

154

где 0, 1, , 1,...i l j l l – дискретное время до и после возникновения от-

казов; l – момент возникновения отказов; ...i i i hX x x ,

... fj j j hX x x

, ...i i i hU u u , ... fj j j hU u u

; ,x u – векторы состо-

яния и управления размерности ,x un n ; h , fh – количество шагов наблюде-

ния за ВС в исправном и неисправном состояниях; A , B – матрицы собствен-

ной динамики и эффективности управления ВС;

diag 1 uF f f q f n – матрица отказов исполнительной подси-

стемы СУ ВС, ( ) 1f q для исправного канала управления, 0 ( ) 1f q для

неисправного канала управления.

Непараметрический критерий обнаружения отказов имеет вид

1

2

0

R

k

k

k

XX

U

, (2)

где k i при 0, 1k l ; k j при , 1,...k l l , 2 – норма Фробениуса,

0

R

k k

k k

X X

U U

,

TR R

k k

k k

X XI

U U

.

Основным достоинством критерия (2) является его независимость от

параметров модели A и B – для обнаружения факта и времени возникнове-

ния отказов в СУ ВС достаточно иметь информацию только о сигналах

управления u и состояний x .

Проанализируем далее чувствительность критерия (2) путем оценки

влияния на его значение количественных характеристик отказов ( )f q . Зна-

чение критерия (2), характеризующего разрешимость задачи идентифика-

ции моделей ВС (1), равно нулю как до, так и после возникновения отказов.

Однако непосредственно в момент их возникновения поведение ВС невоз-

можно описать с помощью единой линейной модели вида (1):

1 1 0i j i j i j f jX X A X X B U U B U ,

где fB BF B B F I . Поэтому задача идентификации в этом случае

не имеет решения, так как не выполняется условие разрешимости

155

1 1 0 0

R R

i j i j

i j f j

i j i j

X X X XX X B U

U U U U

. (3)

Из (3) следует эквивалентное выражение для критерия (2)

2

0

R

i j

f j

i j

X XB U

U U

,

из которого согласно неравенству для нормы произведения матриц

2

2

0

R

i j

f j

i j

X XB U

U U

можно получить априорную приблизительную оценку чувствительно-

сти критерия, зависящую от нормы матрицы отклонений параметров эффек-

тивности управления fB .

Для уточнения полученной оценки в работе проводится анализ чув-

ствительности критерия (2) на примере решения задачи обнаружения отка-

зов в СУ среднемагистрального пассажирского самолета при постепенной

деградации эффективности различных каналов управления. Результаты ана-

лиза потребуются в дальнейшем для выработки критериев выбора парамет-

ров h и fh при действии на ВС возмущений.

УДК 629.7

В.И. КОВТЮХ, А.П. ТОЛОЧЕНКО, С.А. ПОКОТИЛО ОАО "НТП "Авиатест" (г. Ростов-на-Дону)

АВИАЦИОННЫЙ ПОДВЕСНОЙ КОНТЕЙНЕР ДЛЯ

РАЗМЕЩЕНИЯ АЭРОМОБИЛЬНОГО КОМПЛЕКСА

ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ И АВТОМАТИЗИРОВАННОГО

КОНТРОЛЯ

Известны и нашли широкое применение в военной авиации подвес-

ные контейнеры, предназначенные для транспортировки различных грузов

и оборудования. Актуальной задачей является создание контейнерного ва-

рианта аэромобильного комплекса электропитания и автоматизированного

156

контроля технического состояния бортового оборудования (БО) воздушных

судов (ВС) оперативно-тактической и армейской авиации.

Основным недостатком применяемых подвесных контейнеров явля-

ется невозможность их демонтажа и перемещения по аэродрому без допол-

нительных технических средств в условиях полевых (необорудованных)

аэродромов с целью, например, проведения оперативных видов работ по

техническому обслуживанию ВС из-за отсутствия в них конструктивных

элементов, необходимых для выполнения указанных функций.

В предлагаемый авторами авиационный подвесной контейнер, содер-

жащий конструктивно связанные обтекатели, стрингеры, шпангоуты, фор-

мирующие ниши для размещения оборудования, узлы подвески и крышки

ниш, введены три пары убирающихся шасси, закреплённых на фиксаторах,

ленточная лебёдка и водило, при этом две стойки шасси размещены по бо-

кам в передней, по направлению полёта ВС, нижней части контейнера, а че-

тыре стойки шасси размещены в задней нижней части контейнера и закреп-

лены на фиксаторах; два стрингера установлены в нижней части контей-

нера, а третий стрингер с узлами подвески установлен в его верхней части,

образуя посредством жёсткого соединения шпангоутами силовой каркас для

размещения оборудования электропитания и автоматизированного кон-

троля; ленточная лебёдка снабжена храповыми механизмами, размещена

внутри контейнера и обеспечивает снятие контейнера с ВС, например, с ба-

лочного держателя, закрепленного на консоли крыла, и его последующее

крепление к борту ВС; крышки ниш снабжены петлями для крепления к

верхнему стрингеру и замками для крепления к нижним стрингерам с воз-

можностью отсоединения их от нижних стрингеров при расстыковке зам-

ков, при этом крышка одной из секций снабжена технологическими отвер-

стиями для выхода отработанных газов газотурбинного двигателя. В нишах

контейнера размещены агрегат электропитания с приводом от газотурбин-

ного двигателя и автоматизированное средство контроля технического со-

стояния БО ВС.

Построение каркаса контейнера в виде конструкции, состоящей из

двух нижних и одного верхнего стрингеров, соединённых шпангоутами,

обеспечивает жесткость конструкции и наибольшую грузоподъёмность по

сравнению с известными техническими решениями.

157

УДК 629.7

Д.А. КОРСУН, С.Н. РОМАНЁНОК УО «Военная академия Республики Беларусь» (г.Минск, Республика Беларусь)

АВТОМАТИЗИРОВАННЫЙ АНАЛИЗ НАДЕЖНОСТИ

БЕСПИЛОТНЫХ АВИАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ В

ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Беспилотные авиационные комплексы (БАК) являются сравнительно

новым видом продукции для отечественной промышленности, что обуслов-

ливает риск предъявления необоснованных требований к надежности БАК

и его составных частей (СЧ) в связи с отсутствием необходимых статисти-

ческих данных по их эксплуатации. Предъявление неоптимальных требова-

ний по надежности неприемлемо по соображениям безопасности и эконо-

мической целесообразности, в связи с тем, что приводит к появлению кон-

структивных, компоновочных и других недостатков снижающих уровень

ЭТХ, повышающих трудоемкость процессов ТОиР, снижающих эффектив-

ность эксплуатации.

Определение качественных и количественных характеристик надеж-

ности базируется на статистических данных об отказах и неисправностях

образцов БАК, обнаруженных при использовании по назначению и других

состояниях процесса технической эксплуатации. В сборе, обработке и ана-

лизе этой информации должны принимать участие эксплуатационные ча-

сти, ремонтные предприятия, научно-исследовательские организации, учре-

ждения образования, осуществляющие подготовку специалистов и проводя-

щие научные исследования в области БАК, предприятия-разработчики БАК.

Поэтому необходима оптимизация существующей системы сбора, обра-

ботки и анализа данных об эксплуатации изделий с целью повышения ее

эффективности.

Для решения данной задачи на основе положений, эксплуатационной

документации БЛА, разработана интегрированная модель данных об изде-

лии, аккумулирующая основные эксплуатационные данные БАК, в том

числе данные об отказах и повреждениях. Кроме того, разработан про-

граммный модуль расчета показателей надежности БАК. Главной частью

модуля является информация из базы данных (рисунок 1).

158

Рисунок 1 – Выборка из базы данных отказов беспилотных авиационных комплексов

Функции модуля:

˗ поиск по произвольному запросу требуемых сведений, их упорядо-

чение (сортировку), просмотр на экране ПК, вывод на печать и в обменный

текстовый файл;

˗ предварительный расчет и накопление по годам эксплуатации ко-

личественных данных о неисправностях изделий для получения показате-

лей надежности;

˗ наполнение и ведение базы данных по отказам и повреждениям

БАК в процессе эксплуатации в виде карточки учета неисправностей;

˗ расчет показателей надежности по статистическим данным и их

прогнозирование (рисунок 2);

˗ формирование отчетов по установленным формам;

Разработанный модуль решает задачи

учет отказов и повреждений в БАК в процессе эксплуатации;

накопление информации о методах поиска и устранения отказов и не-

исправностей;

расчет показателей надежности БАК по статистическим данным;

формирование и представление отчетов по установленным формам.

Рисунок 2 – Прогнозирование отказов БАК при помощи методов численного анализа

Решается задача прогнозирования надежности БАК для обеспечения

возможности эксплуатации БАК по техническому состоянию. Для опреде-

ления вида функции используется аппроксимация методом наименьших

квадратов. Задача аппроксимации сводится к определению свободного па-

раметра (параметров) многочлена [1, с. 353].

159

(1)

где a0, a1,…, am – свободные коэффициенты полинома, x – номер месяца по

порядку, в который выявлено количество отказов n.


1 Вентцель Е.С. Теория вероятностей М.: Наука, 1969. 576с.

УДК 629.735.067

Ю.А. МАЙОРОВА1, А.Г. ГУЗИЙ2, А.В. МИШИН2 1Московский психолого-социальный университет (г. Москва) 2ПАО «Авиакомпания «Ютэйр» (г. Москва)

СОЦИАЛЬНО-ПСИХОЛОГИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ НИЗКОГО

КАЧЕСТВА РАССЛЕДОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ СОБЫТИЙ

Согласно основному постулату менеджмента, управлять можно

только тем, что измеримо. Измерить или оценить уровень безопасности по-

летов (БП), как состояния эксплуатируемой авиационно-транспортной си-

стемы (АТС), возможно лишь при наличии достоверных и полных данных

о всех авиационных событиях (АС), имевших место в анализируемый пе-

риод, и исчерпывающей информации о их причинах и факторах опасности

(ФО), прямо или косвенно обуславливающих и способствующих развитию

этих событий, а также о выявленных в ходе расследования сопутствующих

ФО. Поэтому процедурам расследования и анализа АС отводится главен-

ствующая роль. Качество и глубина расследования – необходимое условие

формирования базы данных, обеспечивающей достоверное оценивание те-

кущего уровня БП.

Расследование авиационных происшествий (АП), согласно авиацион-

ному законодательству РФ, возлагается на Межгосударственный авиацион-

ный комитет (МАК) [1]. От поставщиков авиационных услуг Постановле-

ние Правительства РФ № 1215 требует регулярного представления инфор-

мации об идентифицируемых ФО, в первую очередь, - о тех, которые про-

являются в АС[2].

Наиболее часто повторяющиеся из подлежащих обязательному рас-

следованию АС – авиационные инциденты (АИ) и повреждения воздушных

судов (ПВС). Именно поэтому информация о них - наиболее важная и зна-

чимая при реализации процедур оценивания и управления уровнем БП. До-

стоверность информации об АС и об обуславливающих их ФО во многом

,*...*** 2

2

0

10

m

m

m

i

i

im xaxaxaaxaP

160

зависит от качества расследования, глубины системного и факторного ана-

лиза причин и причинно-следственных связей. Расследование ПВС, АИ и

серьезных инцидентов (СИ) возлагается на государственные регулирующие

органы.

По причине децентрализации структур гражданской авиации России,

происходящих изменений и по целому ряду других причин качество рассле-

дования АИ и ПВС не обеспечивает требуемую эффективность.

Общие (системные) недостатки в расследовании АС типа АИ и СИ

[3]:

1. Поверхностный анализ причин и причинно-следственных связей в

развитии АС. Пренебрежение возможностями, предоставляемыми систе-

мами регистрации полетной информации. Необходимые исследования не

выполняются из-за «недофинансирования», отсутствия специалистов (ис-

следовательских структур) соответствующей квалификации, нежелания или

незаинтересованность руководства добраться до истины, тем более, - выде-

лять ресурсы на поиск истины.

2. Субъективность классификации АС по их тяжести, чем обуслав-

ливается мотивация на сокрытие АС или на занижение категории риска по-

ставщиками авиационного обслуживания (структурами, причастными к

АС).

3. Необъективное определение причин, «назначение виновных» (как

правило, - пилотов), особенно при выявлении нарушений и несоответствий

в работе поставщиков обслуживания (эксплуатантов аэродромов). При рас-

следовании АС на границе ответственности двух и более поставщиков авиа-

ционного обслуживания имеет место откровенное «перетягивание одеяла»

между реальными и вероятными «владельцами» причинных факторов АС.

4. Низкая оперативность расследования. При задержках с началом

расследования некоторые ФО, скрытые, либо имеющие временный или ве-

роятный характер, трудно идентифицируются («уходят»).

5. Формализм в разработке рекомендаций по предупреждению по-

второв АС, по их предотвращению. Как правило, в рекомендациях отчета о

расследовании вместо действий по снижению оцененного риска (по иденти-

фицированным комиссией ФО) предписывается «выполнить анализ риска»,

но не указывается, в чем, где, по каким ФО?

6. Задержки в расследовании АС и в разработке мер по регулирова-

нию уровня БП, чем снижается актуальность мер регулирования риска, осо-

бенно, - обусловленного факторами временного (или сезонного) характера.

7. Разбор обстоятельств, причин и выявленных ФО председателем

комиссии по расследованию, как правило, не проводится или проводится

формально.

Эксплуатанты воздушных судов располагают специалистами высо-

кого профессионального уровня, способными к успешной нормотворческой

161

и расследовательской деятельности, но не имеющими на то полномочий.

Государственные регулирующие органы располагают полномочиями для

разработки и совершенствования авиационного нормативно-правового

обеспечения и проведения расследования АС, но не располагают специали-

стами соответствующего профессионального уровня.

С целью исключения случаев сокрытия информации об АС, а также о

ФО, реально или потенциально обуславливающих АС, эксплуатанты воз-

душных судов вынуждены, в силу предоставляемых им полномочий, само-

стоятельно предпринимать меры по повышению эффективности расследо-

вания АС [3].


1 Правила расследования авиационных происшествий и инцидентов с

гражданскими воздушными судами в Российской Федерации (ПРАПИ-98).

М.: Авиаиздат, 1998. 140 с.

2 Постановление Правительства РФ от 18.11.2014г. № 1215 «О по-

рядке разработки и применения СУБП воздушных судов, а также сбора и

анализа данных о факторах опасности и риска, создающих угрозу безопас-

ности полетов гражданских воздушных судов, хранения этих данных и об-

мена ими». 3 Гузий А.Г., Мишин А.В., Майорова Ю.А. Качество расследования

авиационных инцидентов и организационные меры авиапредприятия по его

повышению./ Фундаментальные и прикладные исследования современной

психологии: результаты и перспективы развития / Отв. ред. А.Л. Журавлев,

В.А. Кольцова. М.: Изд-во «Институт психологии РАН», 2017. 2714 с. С.

2329-2336.

УДК 629.7.08

Ю.Ф. МУХОПАД, А.Ю. МУХОПАД Иркутский государственный университет путей сообщения

СТРУКТУРНАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ

АВТОМАТОВ С УНИТАРНЫМ КОДИРОВАНИЕМ

СОСТОЯНИЙ

Рассматриваются вопросы синтеза управляющих автоматов сложных

технических систем реального времени. Предварительно граф-схема алго-

ритма преобразуется за счет ввода пустых операторов в отдельные ветви.

Пустые операторы вводятся для ликвидации петель, если между логиче-

скими операторами нет операторов действия или к одному логическому

162

условию передаётся управление от двух и более операторов. В структурную

схему управляющего автомата Мура вводится дешифратор между реги-

стром состояний и комбинационной схемой переходов. Выбор одного логи-

ческого условия из всего множества реализуется импульсом, соответствую-

щим номеру состояния автомата. Комбинационная схема переходов реали-

зуется по двухуровневой структуре из логических схем «И» - «ИЛИ». При-

чем затраты оборудования на такую схему переходов ≈ в 2-3 раза меньше,

чем для типовых автоматов Мура, т.к. в новой схеме используется только

двухвходовые схемы «И», число которых равно удвоенному числу логиче-

ских условий. Такой автомат наиболее эффективен для сложных техниче-

ских систем с числом состояний не более 32, которые используются в ме-

хатронике и технологических процессах контроля оборудования авионики.

УДК 621.623

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, В.П. КУЗИН ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРОТИВОПЕРЕГРУЗОЧНОЕ УСТРОЙСТВО ЭКИПАЖА

ВЫСОКОМАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА С

ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫМ АВТОМАТОМ ДАВЛЕНИЯ

С возрастанием энерговооруженности самолетов и совершенствова-

нием прочностных качеств, открываются возможности осуществлять такие

пилотажные маневры, которые сопровождаются действием на летчика боль-

ших перегрузок как по величине, так и по продолжительности. Современ-

ные самолеты могут выдерживать значительно большие перегрузки, чем че-

ловек, и одно из основных качеств – высокая маневренность, не может в

полной мере использоваться из-за отрицательного действия перегрузок на

организм летчика. Для устранения отрицательного действия перегрузок на

организм экипажа воздушных судов (ВС) используют различные противо-

перегрузочные устройства (ППУ), например, противоперегрузочные ко-

стюмы (ППК), которые обжимают нижние конечности и зону живота, сни-

жая объем кровяной системы и препятствуя оттоку крови от головы. Эффек-

тивность ППК во многом зависит от быстроты включения автомата давле-

ния (АД), подающего необходимый объем воздуха.

Недостатком АД, используемых в настоящее время, является инерци-

онное запаздывание срабатывания. Вследствие этого повышение давления

в ППК отстает от момента возникновения перегрузки, что снижает эффек-

тивность ППК. В связи с этим, совершенствование ППУ ВС является акту-

альным направлением в обеспечении безопасности полетов и дальнейшего

повышения эффективности боевого применения современных ВС.

163

Одним из направлений в совершенствовании ППУ экипажа высокома-

невренного ВС является ППК с дифференциальным АД, принципиальная

схема которой представлена на рис. 1, где основными элементами являются:

основная часть, состоящая из дифференциального АД, включающего

в себя электрическую ЭЧ и механическую МЧ части, ППК, датчик давления

ДД и усилитель сигналов;

каналы формирования управляющего сигнала: физический, состоя-

щий из датчика скорости нарастания положительной вертикальной пере-

грузки ДНПСТ, фильтра низкой частоты ФНЧ, датчика боковой положи-

тельной перегрузки ДБП в виде маятникового акселерометра типа АМ-50,

суммирующего устройства, состоящего из двух сумматоров; физиологиче-

ский, состоящий из датчика частоты пульса ДЧП и усилителя; встроенного

контроля.

Рисунок 1 – Принципиальная схема ППУ

К АД подводится давление воздуха РК от компрессора ГТД через воз-

душный фильтр ВФ и запорный вентиль ЗВ.

Кнопка Кн1 «Контроль» с потенциометром R1 предназначены для ди-

станционной наземной проверки работоспособности ППУ.

Данное ППУ экипажа высокоманевренного самолета с дифференци-

альным АД обладает высокими быстродействием, устойчивостью и надеж-

ностью, применение которого повысит безопасность полетов и вероятность

выполнения боевой задачи экипажем ВС.

164


1 Корнеев А.А. Переносимость перегрузок. ПБП №7, 1990 г.

2 Динамический врачебный контроль, подготовка к выполнению поле-

тов, особенности врачебной - летной экспертизы и реабилитация летчиков

высокоманевренных самолетов /под редакцией Бугрова С. А./ М.: Военное

издательство, 1991 год.

3 Ю.Н. Илюшин, В.В. Олизаров. Системы обеспечения жизнедеятельно-

сти и спасения экипажей летательных аппаратов. М.: ВВИА им. Н.Е. Жуков-

ского, 1982 г.

4 В.В. Малоземов, В.Ф. Рогинов. Системы жизнеобеспечения экипажей

летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1986 г.

УДК 620.179.17

А.В. ПОПОВ, А.Б. КОМЛЕВ, К.С. ФИЛИМОНОВ Военный учебно-научный центр ВВС «Военно-воздушная академия имени

профессора Н. Е. Жуковского и Ю. А. Гагарина» (г. Воронеж)

АППАРАТНО-ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ

ПРОВЕДЕНИЯ ПРОЧНОСТНЫХ ИСПЫТАНИЙ СИЛОВЫХ

ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИЙ ВВТ

В настоящее время нами разработан опытный образец аппаратно-

программного комплекса акустико-эмиссионного контроля (рисунок 1).

Рисунок 1 — Внешний вид аппаратно-программного комплекса

Комплекс предназначен для оперативной оценки степени опасности и

местоположения дефектов в силовых элементах конструкций методом

акустической эмиссии.

165

В состав комплекса входят: датчики акустической эмиссии, датчики

прилагаемых нагрузок и деформаций, видеокамеры, блок обработки

сигналов, специализированное программное обеспечение, ноутбук.

Комплекс основан на регистрации, обработке и анализе акустических

сигналов сопровождающих зарождение и развитие дефектов (трещин) в

конструкции (рисунок 2).

Рисунок 2 — Зарождение и развитие дефектов

Использованы новые статистические критерии разрушения,

основанные на оценке изменения распределений параметров акустических

сигналов возникающих при разрушении конструкций.

Новизна и оригинальность идеи заключается в том, что разработанные

многоканальные комплексы позволяют оперативно (в реальном времени)

обрабатывать и анализировать информацию от размещённых на

конструкции датчиков непосредственно в процессе нагружения (работы), и

при помощи новых критериев разрушения делать заключение о

местоположении и степени опасности дефектов и возможности дальнейшей

эксплуатации конструкции.

Результат - повышение эффективности системы оценки

эксплуатационной пригодности конструкций ответственного назначения.

Новые критерии разрушения (используемые в программе) основаны

на оценке изменения распределений параметров акустических сигналов

возникающих при разрушении конструкций при помощи инвариантов и

позволяют оперативно оценивать стадии зарождения и развития дефектов

вне зависимости от предыстории эксплуатации, формы и размеров

конструкции.

Программное обеспечение позволяет оперативно обрабатывать,

анализировать и сохранять большие объёмы информации, обусловленные

высокой скоростью (до 10 МГц) поступления сигналов по 12 каналам (и

более) регистрации. Формируется база данных о проведённых измерениях и

электронный паспорт на каждый объект контроля. Программное

обеспечение реализовано на современных языках программирования

высокого уровня.

Повышение эффективности мониторинга безопасного состояния

166

силовых элементов конструкций потенциально опасных объектов

достигается:

- повышением точности и оперативности оценки прочностных

характеристик силовых элементов конструкций;

- оперативным определением местоположения дефектов в

конструкции;

- проведением оценки с учётом опасных – развивающихся дефектов;

- проведением оценки без отправки конструкций и агрегатов на

предприятие – изготовитель;

- организацией 100% контроля оценки силовых элементов

конструкций без вывода их из эксплуатации;

- снижением стоимости оценки эксплуатационной пригодности;

- повышением безопасности испытаний.

УДК 629.7.08: 621.391.23: 621.396.664

С.А. РЫБЕНКО ОАО "Научно-техническое предприятие "Авиатест" (г. Ростов-на-Дону)

ПРОБЛЕМЫ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ НАЗЕМНОГО

ОБСЛУЖИВАНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

ОПЕРАТИВНО - ТАКТИЧЕСКОЙ И АРМЕЙСКОЙ АВИАЦИИ

Открытое акционерное общество "Научно-техническое предприятие

"Авиатест" более 50 лет осуществляет свою основную деятельность в обла-

сти создания (НИР, ОКР, производство и сопровождение в эксплуатации)

наземных мобильных автоматизированных средств эксплуатационного кон-

троля и оценки технического состояния (ТС) бортового оборудования (БО)

самолетов ВКС наземного и корабельного базирования, а также ракет воз-

душного и морского базирования.

Для проведения регламентных и оперативных видов работ с целью

оценки текущего технического состояния бортового оборудования (БО) са-

молетов МиГ-29 различных модификаций и самолёта МиГ-35 ОАО "НТП

"Авиатест" в настоящее время разработало, изготовило и поставляет АО

"РСК "МиГ" комплексы автоматизированных средств контроля наземного и

морского базирования НАСК-1 (КСАК-1) для отечественных и иностран-

ных грузополучателей. В состав наземных комплексов НАСК-1-29 (для са-

молёта МиГ-29 и его модификаций наземного базирования), НАСК-1-35

(для самолёта МиГ-35 и его модификаций) и их корабельного функциональ-

ного аналога КСАК-1-29 входят средства контроля авиационного оборудо-

вания (АО), силовой установки (НАСК-1-1, ССК-1) и средства контроля си-

167

стем управления, авиационных средств поражения, радиоэлектронного обо-

рудования (РЭО), систем бортового комплекса обороны (НАСК-1-2, ССК-2,

МАСК-1) и их полных аналогов (КСАК-1-1, КСАК-1-2, ССК-1, ССК-2, а

также МАСК-1) по назначению и в различных модификациях.

Оборудование и имущество каждой составной части мобильной

НАСК и ССК размещены или на автомобилях УАЗ-374118, или на тележках.

Оборудование и имущество каждого комплекса КСАК и ССК выполнено в

виде стационарных или подвижных постов, размещенных на технических

палубах авианесущих кораблей. Открытая аппаратная и программная архи-

тектура представленных средств контроля НАСК-1-29, КСАК-1-29, НАСК-

1-35 и их составных частей может быть адаптирована для всех видов техни-

ческого обслуживания и других типов ВС оперативно-тактической и армей-

ской авиации при их совместном базировании.

В целях повышения эксплуатационной автономности и эффективно-

сти применения ударных авиационных комплексов особую актуальность

приобретает возможность доставки на полевые аэродромы (аэродромы ма-

нёвра) автономных наземных средств электропитания и средств автомати-

зированного контроля технического состояния БО ВС оперативно-тактиче-

ской и армейской авиации.

Для достижения этих целей ОАО "НТП "Авиатест" в настоящее время

совместно с ВУНЦ ВВС "ВВА" завершило выполнение научно-исследова-

тельской работы на тему: "Исследование и разработка требований к аэро-

мобильному комплексу питания и автоматизированного контроля воздуш-

ных судов оперативно-тактической и армейской авиации" (шифр "АК-

ПАК"). Концепция построения и идеология применения АКПАК, разрабо-

танная ОАО "НТП "Авиатест" совместно с ВУНЦ ВВС "ВВА", представ-

лена "Техническим предложением" и ТТТ к АКПАК и предполагает созда-

ние аэромобильного комплекса, обеспечивающего электропитание и авто-

матизированный контроль технического состояния БО ВС оперативно-так-

тической (МиГ-29, МиГ-35, Су-24, Су-25, Су-27, Су-30, Су-33, Су-34, Су-

35) и армейской (Ми-24, Ми-35, Ми-28Н, Ка-52) авиации. Конструктивно

АКПАК представляет собой малогабаритный контейнер, транспортируе-

мый к необслуживаемым полевым аэродромам воздушными судами на

внешней подвеске.

Целью внедрения АКПАК является повышение эксплуатационной ав-

тономности и оперативности технического обслуживания авиационных

комплексов ВКС, ведущих боевые действия с полевых аэродромов.

Базовые части АКПАК представляют собой малогабаритный агрегат

питания АПА-60 производства АО "СКБ "Турбина" (г. Челябинск), обеспе-

чивающий выработку переменного тока с напряжением 115/200 В, частотой

400 Гц, мощностью до 30 кВА и постоянного тока напряжением 27 В, мощ-

168

ностью до 18 кВА, максимальной суммарной мощностью до 60 кВА, кото-

рый в качестве топлива может использовать авиационный керосин, дизтоп-

ливо или бензин общего применения, и малогабаритное автоматизирован-

ное средство контроля бортового оборудования МАСК-1 производства

ОАО «НТП «Авиатест» (г. Ростов-на-Дону).

Создаваемый аэромобильный комплекс «АКПАК» в полевых усло-

виях обеспечит: автономное электропитание всех типов ВС оперативно-так-

тической и армейской авиации, в том числе и электростартерный запуск

двигателей ВС; проведение всех видов подготовки ВС оперативно-тактиче-

ской и армейской авиации к полёту, в том числе автоматизированный кон-

троль технического состояния БО, в частности, авиационного вооружения и

бортового комплекса обороны; запись информации с бортового устройства

регистрации параметров полёта ВС и её передачу по телеметрическим кана-

лам в центры технического обслуживания или на заводы-изготовители для

получения экипажем ВС информационной или технической поддержки.

УДК 629.7.083

С.Ю. СТРУКОВ, В.П. ВАСИЛЬЕВ, Е.С. ГУБАНОВА ВУНЦ ВВС «ВВА имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ВОЕННО-НАУЧНОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ СОЗДАНИЯ

ИНФОРМАЦИОННО-АНАЛИТИЧЕСКИХ СИСТЕМ

ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ ГОСУДАРСТВЕННОЙ АВИАЦИИ

Возросший объем документов, подлежащих заполнению инженерно-

авиационной службой и создание информационно-управляющих систем,

вызывает необходимость разработки подходов по повышению автоматиза-

ции работы с эксплуатационной документацией за счет использования воз-

можностей автоматизированных средств контроля технического состояния.

Вместе с тем, для обеспечения эксплуатации авиационной техники по

техническому состоянию, методом контроля уровня надежности, должны

проводиться исследования, направленные на корректировку объема и пери-

одичности работ по техническому обслуживанию, а также по определению

возможности увеличения её ресурса и срока службы. Анализ процессов

сбора информации о неисправностях и отказах авиационной техники, веде-

ния формуляров и паспортов авиационной техники, заполнения отчетной до-

кументации позволяет сделать вывод о том, что данные виды работ фактиче-

ски не автоматизированы. Актуальность проблемы автоматизации ведения

документации подчеркивается возросшим объемом документов, подлежа-

щих заполнению личным составом инженерно-авиационной службы.

169

Очевидно, что для ведения упомянутой документации используется

один и тот же источник – наземные устройства обработки полетной инфор-

мации и результаты обработки полетной информации.

Для исследования возможностей по передаче информации о техниче-

ском состоянии авиационной техники выбраны автоматизированные средства

контроля, обладающие способностью передачи данных во внешние информа-

ционные системы и (или) формирования единой базы данных (электронных

эксплуатационных дел (формуляров) авиационной техники). Разработка «Автоматизированного комплекса мониторинга техниче-

ской эксплуатации самолета Су-34» является продолжением работ в рамках

развития «Информационной системы обеспечения технической эксплуата-

ции» (ИСОТЭ) и «Информационной системы интегрированной логистиче-

ской поддержки» (ИС ИЛП) самолетов марки «Су».

Специализированная лаборатория поддержки эксплуатации вертолетов

Ка-226.80 укомплектовывается не только электронными эксплуатационными

делами (на основе ИУС «Эрлан-3»), но и электронной документацией. Так же

для вертолета Ка-226.80 разработан «Каталог деталей и сборочных единиц».

АСУ ТехО ВМФ представляет собой информационно-управляющую си-

стему, включающую в себя автоматизированные функциональные подсистемы

по видам технического обеспечения ВМФ, в том числе инженерно-авиацион-

ного обеспечения авиации ВМФ. В целом АСУ ТехО ВМФ предназначена для

автоматизации процессов сбора, обработки, накопления, хранения и передачи

информации о состоянии ВВСТ ВМФ, планирования и контроля выполнения

заказов и поставок ВВСТ, управления техническим обеспечением ВМФ.

Необходимо отметить, что сами по себе автоматизированные инфор-

мационные системы интегрированной логистической поддержки жизнен-

ного цикла авиационных комплексов являются авиационной техникой. Си-

стема ИЛП предназначена для сбора, накопления и предоставления субъек-

там системы необходимой информации о техническом состоянии, как от-

дельных летательных аппаратов (ЛА), так и всего парка однотипных ЛА в

целом, а так же об условиях их эксплуатации, возникших отказах и неисправ-

ностях, об особенностях технического обслуживания, ремонта и возникаю-

щих потребностях в материально-технических ресурсах [1, 2].

Так, АКМ-34 предназначен для информационного обеспечения про-

цессов технической эксплуатации самолета Су-34. АКМ-34 является не

только источником информации из эксплуатирующей организации, но и по-

требителем информации из соответствующих информационных систем раз-

работчиков и изготовителей АТ.

Автоматизированная система контроля движения, наличия и расходо-

вания ГСМ в ВС РФ (АСК ГСМ) предусматривает использование для пере-

дачи информации автоматизированную систему управления «Палас». Для

унификации и минимизации количества АРМ находящихся в эксплуатации

170

одними и теми же должностными лицами, целесообразно информационно

связать данные системы и реализовывать на единых АРМ эксплуатанта.

Дальнейшим развитием информационно-управляющих систем инже-

нерно-авиационного обеспечения государственной авиации может быть до-

полнение функционала электронного эксплуатационного дела (формуляра)

самолета электронным журналом подготовки к полетам воздушного судна.

Таким образом, военно-научное сопровождение опытно-конструктор-

ских работ по созданию информационно-управляющих систем инженерно-

авиационного обеспечения государственной авиации личным составом

ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А.

Гагарина» является существенным практическим вкладом в решение науч-

ной задачи обеспечения эксплуатации государственной военной авиации по

фактическому техническому состоянию.


1 ГОСТ Р 53393-2009 Система интегрированной логистической под-

держки. Построение и функционирование системы. С. 30.

2 ГОСТ Р 53392-2009 Система интегрированной логистической под-

держки. Процедуры анализа. С. 16.

УДК 621.438

Д.Н. ТЕСЛЯ, С.А. МАЯЦКИЙ, Т.В. ГРАСЬКО

ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н. Е. Жуковского и Ю. А. Гагарина» (г. Воронеж)

ЦИФРОВАЯ СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА В ФОРСАЖНУЮ КАМЕРУ СГОРАНИЯ

Анализ развития систем автоматического управления (САУ) подачей

топлива в форсажную камеру сгорания (ФКС) показывает, что появление

цифровых САУ позволяет учесть в законе управления значительно большее

число факторов, влияющих на рабочий процесс в форсажной камере сгорания,

что позволит без изменения конструкции узлов и агрегатов САУ обеспечить

организацию рабочего процесса при котором во всем эксплуатационном

диапазоне работы газотурбинного двигателя поддерживается максимальное

значение полноты сгорания топлива ηФКС = 0,99.

В результате появления возможности учета различных факторов

влияющих на систему подачи топлива возникает необходимость проведения

научно-исследовательских работ по определению влияния каждого фактора

на рабочий процесс в форсажной камере сгорания.

Одним из возможных направлений развития цифровых САУ ФКС

171

является создание систем, обеспечивающих закон управления подачей

топлива индивидуально для каждого коллектора и карбюраторной трубки в

зависимости от изменения высоты, скорости полета и особенностей

организации образования топливо-воздушной смеси перед стабилизатором

пламени.

Цифровая САУ ФКС с реализацией индивидуального закона

управления для каждого коллектора и карбюраторной трубки в зависимости

от изменения высоты, скорости полета и особенностей организации

образования топливо-воздушной смеси перед стабилизатором пламени,

основана на изменении места подачи топлива перед стабилизатором

пламени. Управление осуществляется по средствам перераспределения

топлива между топливными коллекторами, где зависимость изменения

параметров распределения топлива выявлена в ходе проведения научно-

исследовательской работы.

УДК 629.7

Д.А. ШОМАНКОВ, А.Н. ИОНОВ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ПРОВЕРКА СООТВЕТСТВИЯ НОРМАЛЬНОМУ ЗАКОНУ

РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ АЭРОМЕТРИЧЕСКИХ

ПРИБОРОВ ПО ДАННЫМ СРЕДСТВ ОБЪЕКТИВНОГО

КОНТРОЛЯ

При комплексировании и оценивании высотно-скоростных парамет-

ров полета для решения задач контроля (диагностирования) технического

состояния (ТС) аэрометрических приборов (АМП) широко используются

математические модели, в которых возмущения задаются случайным про-

цессом типа белого шума [1; 2]. Использование этих моделей устанавливает

необходимость нормального (гауссовского) распределения погрешностей

(ошибок) контролируемых АМП. Однако на практике часто обнаружива-

ется, что оцениваемые векторы погрешностей (ошибок) АМП имеют рас-

хождения между априорно принятым нормальным и «реальным» законами

распределения. При этом задача заключается в установлении меры расхож-

дения для определения того, обусловлено ли это расхождение случайными

причинами или имеет закономерные тенденции.

По методу Пирсона выполнена проверка соответствия вектора по-

грешностей АМП нормальному закону распределения на примере типового

самолета фронтовой авиации Су-25. Статистическая выборка составляла

2998 полетов 6 самолетов в период с 2012 по 2017 годы по данным средств

объективного контроля (СОК). При анализе данных СОК определялись

172

средние значения «невязок» между измерениями высотно-скоростных пара-

метров от АМП и радиотехнических средств.

В соответствие с методикой предложенной Пирсоном установлено,

что гипотезу о нормальном распределении погрешностей АМП можно счи-

тать правдоподобной с вероятностью 0,98, что удовлетворяет требованиям

5 %-го уровня значимости (0,98 > 0,95) распределения доверительной веро-

ятности при достаточной статистической выборке. Что позволяет использо-

вать математические модели возмущений в виде случайного процесса типа

белого шума при синтезе диагностических моделей АМП или математиче-

ских моделей для комплексирования и оптимального оценивания высотно-

скоростных параметров полета.


1 Иванов Ю.П., Синяков А.Н., Филатов И.В. Комплексирование ин-

формационно-измерительных устройств летательных аппаратов. Ленин-

град: Машиностроение, 1984. 206 с.

2 Бабич О.А. Обработка информации в навигационных комплексах.

М.: Машиностроение, 1991. 512 с.

УДК 262.391.175

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ1, В.И. РУБИНОВ2 1ВАГШ ВС РФ 2ВУНЦ ВВС «ВВА имени проф. Н.Е Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЙ ПОДХОД К МОДЕЛИРОВАНИЮ

ПРОЦЕССОВ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННОЙ СЛУЖБОЙ

Проведенный анализ состояния системы управления инженерно-

авиационной службой (ИАС) свидетельствуют об отсутствии в настоящее

время детально проработанных методик, позволяющих моделировать дея-

тельность этих органов. Вместе с тем, без таких методик формирование

обоснованных решений, адекватно учитывающих складывающуюся обста-

новку, представляется проблематичным [1].

Представим процесс деятельности органов управления ИАС состоя-

щим из четырех этапов. На целевом этапе должна быть разработана страте-

гия управления ИАС на основе информации, собранной в процессе страте-

гического анализа. На потребительском этапе должны быть разработаны ко-

личественные и качественные ключевые показатели эффективности (КПЭ),

173

на основании которых можно сделать вывод о степени достижения постав-

ленных стратегических целей. На функциональном этапе должны быть рас-

смотрены функциональные процессы деятельности органов управления, в

виде набора взаимодействующих и взаимосвязанных блоков, отображаю-

щих процессы, операции и действия, происходящие в данной системе управ-

ления. На организационном этапе должна быть разработана система меро-

приятий, позволяющая обеспечить достижение требуемых значений КПЭ

деятельности органов управления ИАС. Полученная причинно-следствен-

ная цепочка, реализованная в виде модели процессов деятельности органов

управления ИАС, будет отражать отношения между подцелями стратегии в

разрезе определенных точек зрения руководящих лиц этих органов.

На рисунке 1 представлен фрагмент функциональной модели рассмат-

риваемых процессов, построенной в терминах методологии IDEF0, на кото-

рой показано место функционального блока «Моделирование процессов де-

ятельности органов управления».

Рисунок 1 – Фрагмент функциональной модели процессов деятельности органов управ-

ления ИАС

Планируемые КПЭ деятельности органов управления ИАС представ-

ляются в виде -мерного вектора (1):

𝑅𝑍 = (𝑟1, 𝑟2, … , 𝑟𝑁), (1)

компонентами которого могут быть как количественные, так и качествен-

ные характеристики деятельности этих органов.

Фактические КПЭ деятельности органов управления ИАС также пред-

ставляются в виде -мерного вектора (2):

𝑀𝑖 = (𝑚1, 𝑚2, … ,𝑚𝑁), (2)

174

компоненты которого имеют тот же физический смысл, что и компоненты

вектора 𝑅𝑍 и измеряются в тех же единицах.

Меру оценки эффективности деятельности органов управления ИАС

можно оценить нормой вектора разности 𝑅𝑍 и 𝑀𝑖 (3), которая должна стре-

миться к минимальной величине:

∆= |𝑅𝑍 − 𝑀𝑖|. (3)

Учитывая, что деятельность органов управления ИАС характеризу-

ется большим набором показателей, их сравнение может быть осуществлено

на основе методики сверток этих характеристик, подробно изложенной в

[2]. Пример реализации данной методики представлен на рисунке 2.

Рисунок 2 – Пример сравнения планируемого и фактического набора показателей, ха-

рактеризующих деятельность органов управления ИАС

Коэффициент соизмеримости ∆ представленных на рисунке наборов

показателей определяется по формуле (4).

∆= 𝑅𝑟

= √𝐴𝐵 + 𝐵𝐶 + 𝐶𝐷 + 𝐷𝐸 + 𝐸𝐹+ 𝐹𝐿 + 𝐿𝐾+ 𝐾𝐴

𝑎𝑏 + 𝑏𝑐+ 𝑐𝑑+ 𝑑𝑒+ 𝑒𝑓 + 𝑓𝑙 + 𝑙𝑘+ 𝑘𝑎.

В результате моделирования рассматриваемых процессов могут

быть выявлены и устранены: дублирование функций должностных лиц,

«узкие» места планирования, низкое качество выполнения каких-либо

процессов, наличие лишних операций, несогласованность действий долж-

ностных лиц и т.п.

(4)

175


1 Ямпольский С.М., Рубинов В.И., Шаламов А.С. Требования к моде-

лям процессов деятельности руководящих лиц инженерно-авиационной

службы // Актуальные вопросы исследований в авионике: теория, обслужи-

вание, разработки: Сб. науч. ст. по материалам докладов IV Всероссийской

НПК «АВИАТОР»: Т. 1. Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2017. С. 379 – 383.

2 Анисимов В.Г., Анисимов Е.Г., Осипенков М.Н., Селиванов А.А.,

Чварков С.В. Математические методы и модели в военно-научных исследо-

ваниях. Часть 2. М.: ВАГШ ВС РФ, 2017. 466 с.

176

ОГЛАВЛЕНИЕ

РАЗДЕЛ 17

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННОЙ

ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКИ ............................................................................... 7

И.В. АББЯСОВ, А.С. БОЧАРОВ, И.В. ШАРОВ7

Имитационная модель системы электроснабжения постоянного тока

самолета с возможностью исследования в нормальных и аварийных

режимах функционирования в среде моделирования Simulink ....................... 7

А.С. БОЧАРОВ, К.А. ГУБАНОВ, А.А. ШИПИЛОВ9

Автоматизированное рабочее место для изучения и исследования

системы электроснабжения истребителя СУ-27 .............................................. 9

А.С. БОЧАРОВ, Н.Б. МОРОЗОВ, А.С. РУСОВ, А.В. САВЧЕНКО13

Возможности реализации электротепловой противообледенительной

системы крыла самолета Ил-76 ....................................................................... 13

А.В. ВОРОНЦОВ16

Оборудование для имитации качества электроэнергии системы

электроснабжения воздушного судна. ............................................................ 16

В.М. ДМИТРИЕВ, О.А. ЖЕЛЕЗНЯК19

Перспективы использования цифровых датчиков для оценки параметров

системы электроснабжения летательных аппаратов .................................... 19

В.М. ДМИТРИЕВ, О.А. ЖЕЛЕЗНЯК20

Особенности измерения потребляемой нагрузкой мощности в цепях

переменного и постоянного тока .................................................................... 20

С.Л. ЗАТУЛОВ21

Электропитание ячеек активных фазированных антенных решёток

бортовых радиолокационных станций ............................................................ 21

Р.П. КОХАНОВ, И.В. БАЛТЯН23

Результаты анализа характеристик системы электроснабжения

беспилотных летательных аппаратов, и перечень общих требований

к ней .................................................................................................................... 23

Р.П. КОХАНОВ, А.Е. РОЩУПКИН26

Перечень технических требований к системе электроснабжения

беспилотных летательных аппаратов .............................................................. 26

И.Н. КОТЛОВ, С.В. ВЕШКИН, Р.В. СМИРНЫЙ28

Необходимость и перспективы совершенствования характеристик

преобразователя электроэнергии для автономных систем

электроснабжения ............................................................................................. 28

177

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Г.А. АХМЕДОВ31

Пути развития синхронной связи в авиации .................................................. 31

А.А. МИРОНОВ ........................................................................................................ 33

Импортозамещение средств электропитания в бортовой авиационной

аппаратуре .......................................................................................................... 33

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, О.В. ИВУШКИН36

Принцип инвариантности регуляторов напряжения переменного тока

бортовых систем электроснабжения ............................................................... 36

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, Т.Х. КОЙЧУЕВ38

Электронное устройство комплексного использования информации от

разнородных датчиков для бортовой противопожарной системы ............... 38

А.Н. ТОКАРСКИЙ, А.С. БОЧАРОВ, С.И. КНЯЗЕВ40

Унифицированный электроэнергетический модуль ..................................... 40

РАЗДЕЛ 245

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ

ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ ...................................................... 45

Ю.Г. ВЕСЕЛОВ, А.С. ОСТРОВСКИЙ, О.В. ВЛАДЫЧЕНКО,

А.Ю. САВЧЕНКО45

Способ коррекции кривизны поля приемника излучения оптико-

электронных систем .......................................................................................... 45

С.А. КАРПОВ, Е.А. САМОЙЛИН47

Алгоритм адаптивного выделения контуров зашумленных изображений в

оптико-электронных комплексах воздушного контроля .............................. 47

Н.Ф. КОЩАВЦЕВ, С.А. ПОКОТИЛО, А.П. ТОЛОЧЕНКО49

Методы защиты приемников систем наблюдения от помех ........................ 49

Е.А. ЛЕВШИН, Д.О. ДЕДУШЕВ50

Метод поиска подводных объектов оптико-электронными системами

воздушной разведки .......................................................................................... 50

Е.А. ЛЕВШИН, Д.Ю. СВЕРЧКОВ52

Оценка обнаружительной способности оптико- электронных систем

воздушной разведки в различных условиях фоноцелевой и помеховой

обстановки .......................................................................................................... 52

Е.А. ЛЕВШИН, Д.Ю. СВЕРЧКОВ55

Программное обеспечение аппаратно-программного комплекса оценки

вероятности обнаружения объекта ...................................................................... 55

А.Н. ПОСКРЕБЫШЕВ59

Возможности баллистических управляемых средств поражения по

преодолению комплексов нестратегической противоракетной обороны . 59

178

В.Н. САНИН, Н.Н. ШАМШИН, Е.Н. ГЛУЩЕНКО60

Использование термоэлектрических модулей при созданиии средств

маскировки наземной техники в ик диапазоне, оценка эффективности

применения данных средств при защите объектов от поражения ВТО ...... 60

А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ62

Многоуровневый подход к проведению анализа результатов

моделирования оптико- электронных систем самонаведения ..................... 62

В.В. ШИПКО, И.Е. ШАРОНОВ, А.С. ХАНОВ63

Модель определения координат, скорости и направления движения

наземной цели по угломерным данным гиростабилизированной оптико-

электронной системы летательного аппарата ................................................ 63

А.В. ЮРКАНТОВИЧ, Ю.С.СЛИЖИКОВ66

Основные подходы к решению задач группового применения


РАЗДЕЛ 369

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИХ КОМПЛЕКСОВ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ .................................................................. 69

А.М. АГЕЕВ, В.Г. БОНДАРЕВ, В.В. ПРОЦЕНКО, И.А. ФАТЕЕВ69

Проект создания инфракрасной системы автоматической автономной

посадки беспилотного летательного аппарата .............................................. 69

Р.В. АФАНАСЬЕВ, В.Г. ЗУЕВ, Г.С. БАЙРАК71

Радиационная безопасность при обслуживании и эксплуатации

авиационного оборудования ............................................................................ 71

А.А. БАТУРИНЕЦ, А.Г. ПОЛУТОВ73

Импортозамещение матричных индикаторов комплекса бортового

оборудования ..................................................................................................... 73

С.А. БУТЕНКОВ76

высокопроизводительные технические средства и методы для

реконфигурируемых вычислительных систем в оптико-электронных

системах обработки данных ............................................................................. 76

В.П. ВАСИЛЬЕВ, В.А. ШАМАРИН, Н.В. ШТАНЬКОВА78

Полунатурное моделирование обработки навигационных данных

беспилотного летательного аппарата среднего и малого классов .............. 78

А.М. ГАТАЛЬСКИЙ80

Подход к оценке эффективности радиоподавления радиовзрывателей ..... 80

179

И.М. ГОЛЕВ, Е.А. НИКИТИНА84

Применение магнитных систем навигации для позиционирования


С.Ю. ГОЛОСОВ, С.Д. ЧИСТОВ86

Эргономические аспекты полетов на вертолете при использовании

приборов ночного видения ............................................................................... 86

Ю.Э. ДАНИК, М.Г. ДМИТРИЕВ, Д.А. МАКАРОВ, А.И. ПАНОВ,

К.С. ЯКОВЛЕВ88

Об одном подходе к управлению коалицией автономных технических

объектов .............................................................................................................. 88

В.Ф. ДИЛЬ, В.Н. СИЗЫХ91

Обоснование концепции спирального прогнозирования траекторного

контура управления ВС по первым и общему интегралам движения

динамических уравнений эйлера ..................................................................... 91

С.А. ДУБОВИК92

Контроль больших уклонений для стабилизируемых режимов движения . 92

М.А. ЗАМЫСЛОВ, А.М. МАЛЬЦЕВ, М.С. МОРДАНЬ94

Разработка корректора-задатчика высоты самолета транспортной

категории с оптимальной обработкой сигналов в режиме «коррекция» .... 94

М.А. ЗАМЫСЛОВ, А.М. МАЛЬЦЕВ, С.Б. МИХАЙЛЕНКО96

Применение методов нечеткой логики в системах автоматизированного

распознавания опасных летных ситуаций ...................................................... 96

А.А. КОЛКК, М.И. ХАЮТИН, А.М. ХАЮТИН97

Интеллектуальные технологии в системах управления комплексами

радиоэлектронного подавления ....................................................................... 97

В.А. КРИВОНОЖЕНКОВ, Д.И. ЕГОРОВ99

О современном состоянии аппаратных средств воздушной навигации ...... 99

Н.В. КУЛАНОВ, А.А.ГОЛУБЕВА101

Методика выбора параметров этапа взлёт самолётов гражданской и

военно-транспортной авиации ....................................................................... 101

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Л.С. ТИМОФЕЕВ104

Пути развития автоматических систем регулирования давления ............. 104

Ю.А. МАЙОРОВА106

Соотношение человеческого и организационного факторов

аварийности в коммерческой авиации россии ............................................. 106

А.А. МИХАЙЛОВ109

Обеспечение пространственной стабилизации беспилотного

летательного аппарата с высокими маневренными характеристиками .... 109

180

Ю.Б. МОИСЕЕВ, С.П. РЫЖЕНКОВ110

К вопросу тренировок членов экипажей вертолета к использованию

средств противоударной защиты .................................................................. 110

Р.С. НИСТРАТОВ112

Алгоритмы пространственной обработки сигналов в каналах

подвижных потребителей информации радионавигационных систем .... 112

В.В. ПЕНЧУЧЕНКО, В.В. ХАРИТОНОВ114

Эргономические проблемы обеспечения работоспособности летного

состава при действии авиационного шума .................................................. 114

А.С. ПОПОВ, А.М. АГЕЕВ116

Способ повышения надежности бортового комплекса управления

беспилотного летательного аппарата на основе супервизоров

конфигурации .................................................................................................. 116

А.С. ПОПОВ, Н.В. ШТАНЬКОВА, Д.С. ЛАПЕНОК119

Расчет показателей функциональной эффективности исполнительной

системы бортового комплекса управления беспилотного летательного

аппарата ............................................................................................................ 119

Д.А. РАХОЦКИЙ, О.Г. ЛАПУКА121

Решение задачи приближенной сепарабилизации матричных сигналов

бортовых РЛС с синтезированием антенной апертуры .............................. 121

Н.И. СЕЛЬВЕСЮК, А.И. ЕРЕМИН, Г.Н. ЛЕБЕДЕВ125

Критерий прогнозируемой безопасности полета самолета на этапе

посадки ............................................................................................................. 125

А.С. ТАРАСКИН, Ю.М. ШАБАТУРА, А.В. ЯСЕНОК127

Информационно-управляющая система летающей лаборатории

воздушного измерительно-испытательного комплекса .............................. 127

Е.Ю. ТОРОПЫЛИНА129

К вопросу выбора облика перспективной АУР ........................................... 129

А.Л. ТРОФИМЕНКОВ, А.В. ШАРАМЕТ130

Облик антенной структуры системы приема спутниковых

навигационных сигналов ................................................................................ 130

Е.Г. ХАРИН, И.А. КОПЫЛОВ, В.Г. ПОЛИКАРПОВ, В.А. КОПЕЛОВИЧ,

Л.М. БАРДИНА, А.В. ЯСЕНОК133

Комплексная система обеспечения летных испытаний пилотажно-

навигационного оборудования летательных аппаратов ............................. 133

В.В. ХАРИТОНОВ, А.Г. БОНДАРЕНКО, П.Е. ЗЫРЯНКИН134

Эргономическая экспертиза кабины современного летательного

аппарата военной авиации .............................................................................. 134

181

В.В. ХАРИТОНОВ, С.Ф. СЕРЁГИН136

Проблемы эргономики кабин самолетов фронтовой авиации ................... 136

С.Д. ЧИСТОВ, С.Ю. ГОЛОСОВ137

Экспериментальное исследование пространственной ориентировки и

показателей деятельности летчика при использовании нашлемных

систем индикации ............................................................................................ 137

О.А. ШАБАНОВ, В.Ю. МАКСИМОВ, В.В. КОНОВАЛЬЦЕВ,

Э.В. КОНОВАЛЬЦЕВ, Р.Е. БЕЛОВ139

Оценка качества математической модели с применением методики

экспертного опроса ......................................................................................... 139

А.В. ШАРАМЕТ, В.В. КОВАЛЕВИЧ140

Определение местоположения постановщика активных помех в

бортовых радиолокационных системах ........................................................ 140

А.М. ШЕВЧЕНКО, Г.Н.НАЧИНКИНА, М.В. ГОРОДНОВА142

Исследование достоверности прогнозирования дистанции торможения

воздушных судов ............................................................................................. 142

А.В. ЮРКАНТОВИЧ, Ю.С.СЛИЖИКОВ146

Основные подходы к решению задач группового применения

беспилотных летательных аппаратов ............................................................ 146

РАЗДЕЛ 4149

УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНИЧЕСКИМ СОСТОЯНИЕМ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ ................................................... 149

А.Г. ГУЗИЙ, А.М. ЛУШКИН, Ю.А. МАЙОРОВА, А.В. ФОКИН149

Синтез «пирамиды риска» эргатической системы с

дифференцированием по факторам «человек», «воздушное судно»,

«среда» .............................................................................................................. 149

Д.А. ЕФРЕМОВ151

Особенности метрологического обеспечения авиационной техники в

боевых условиях .............................................................................................. 151

С.С. КАРПЕНКО, Е.Ю. ЗЫБИН, В.В. КОСЬЯНЧУК153

Анализ чувствительности непараметрического критерия обнаружения

отказов в системе управления воздушного судна........................................ 153

В.И. КОВТЮХ, А.П. ТОЛОЧЕНКО, С.А. ПОКОТИЛО155

Авиационный подвесной контейнер для размещения аэромобильного

комплекса электропитания и автоматизированного контроля .................. 155

Д.А. КОРСУН, С.Н. РОМАНЁНОК157

Автоматизированный анализ надежности беспилотных авиационных

комплексов в процессе эксплуатации ........................................................... 157

182

Ю.А. МАЙОРОВА, А.Г. ГУЗИЙ, А.В. МИШИН159

Социально-психологические аспекты низкого качества

расследования авиационных событий .......................................................... 159

Ю.Ф. МУХОПАД, А.Ю. МУХОПАД161

Структурная организация управляющих автоматов с унитарным

кодированием состояний ............................................................................... 161

В.П. НАПОЛЬСКИЙ, В.П. КУЗИН162

Противоперегрузочное устройство экипажа высокоманевренного

самолета с дифференциальным автоматом давления ................................. 162

А.В. ПОПОВ, А.Б. КОМЛЕВ, К.С. ФИЛИМОНОВ164

Аппаратно-программный комплекс для проведения прочностных

испытаний силовых элементов конструкций ВВТ ...................................... 164

С.А. РЫБЕНКО166

Проблемы развития средств наземного обслуживания воздушных

судов оперативно - тактической и армейской авиации .............................. 166

С.Ю. СТРУКОВ, В.П. ВАСИЛЬЕВ, Е.С. ГУБАНОВА168

Военно-научное сопровождение создания информационно-

аналитических систем обеспечения технической эксплуатации

воздушных судов государственной авиации ................................................ 168

Д.Н. ТЕСЛЯ, С.А. МАЯЦКИЙ, Т.В. ГРАСЬКО170

Цифровая система автоматического управления подачей топлива в

форсажную камеру сгорания ......................................................................... 170

Д.А. ШОМАНКОВ, А.Н. ИОНОВ171

Проверка соответствия нормальному закону распределения

погрешностей аэрометрических приборов по данным средств

объективного контроля ................................................................................... 171

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ, В.И. РУБИНОВ172

Методологический подход к моделированию процессов деятельности

органов управления инженерно-авиационной службой ............................. 172

Научное издание

АКТУАЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ ИССЛЕДОВАНИЙ В АВИОНИКЕ:

ТЕОРИЯ, ОБСЛУЖИВАНИЕ, РАЗРАБОТКИ

Сборник тезисов докладов

V Международной научно-практической конференции

Ответственный за выпуск: Валерий Анатольевич Демчук

Технический редактор: Светлана Васильевна Вещеулова

Компьютерная верстка и оформление: Дмитриев Владимир Михайлович

В авторской редакции

____________________________________________________________________

Тип. ВУНЦ ВВС «ВВА» им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина (г. Воронеж).

Зак. . Тираж экз. Подп. в печ. .03.18 г. Формат 60×90 1/16.

Бумага офсет. Печ. л. . Бесплатно

Documents

ВУНЦ ВВСакадемия-ввс.рф/images/sbornik/aviator... · 2018-04-03 · УДК 629.7.05(083) ББК 39.56я4 А43 Редакционная коллегия: Малышев