МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ВОЕННЫЙ УЧЕБНО-НАУЧНЫЙ ЦЕНТР

ВОЕННО-ВОЗДУШНЫХ СИЛ

«ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ

ИМЕНИ ПРОФЕССОРА Н.Е. ЖУКОВСКОГО

И Ю.А. ГАГАРИНА» (г. ВОРОНЕЖ)

АКТУАЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

ИССЛЕДОВАНИЙ В АВИОНИКЕ:

ТЕОРИЯ, ОБСЛУЖИВАНИЕ, РАЗРАБОТКИ

Сборник тезисов докладов

VI Международной научно-практической конференции

«АВИАТОР» (14–15 февраля 2019 года)

Воронеж

2019

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»

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

авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА»

Дмитриев Владимир Михайлович к.т.н., преподаватель кафедры электрооборудования

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

Васильев Станислав Валерьевич, к.т.н., преподаватель кафедры автоматизации

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

Технический редактор: Вещеулова Светлана Васильевна

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. VI Международной научно-практической

конференции «АВИАТОР», Воронеж, 14–15 февраля 2019 г., Воронеж: ВУНЦ ВВС

«ВВА», 2019 г. – 292 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»

14–15 февраля 2019 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), 2019 г.

3

СОСТАВ ПРОГРАММНОГО КОМИТЕТА КОНФЕРЕНЦИИ

Председатель программного комитета: БУКОВ Валентин Николаевич, лауреат Государственной премии СССР, заслу-

женный деятель науки РФ, доктор технических наук, профессор, главный научный со-трудник ОАО «Бортовые аэронавигационные системы», (г. Москва)

Заместитель председателя программного комитета: ДЕМЧУК Валерий Анатольевич, к.т.н., доцент, начальник факультета авиацион-

ного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА» Ученый секретарь: БОЧАРОВ Александр Сергеевич, кандидат технических наук, доцент, доцент

кафедры электрооборудования (и оптико-электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА» Члены комитета: БЕЛЬСКИЙ Александр Борисович, доктор технических наук, профессор, зам. ген.

конструктора ОАО «Московский вертолетный завод имени М.Л. Миля», (г. Москва) БРОННИКОВ Андрей Михайлович, доктор технических наук, доцент, зам. гл. кон-

структора ТН-17 АО «МНПК «Авионика», (г. Москва) ГРУЗКОВ Сергей Александрович, кандидат технических наук, профессор, дирек-

тор института электротехники МЭИ, (г. Москва) ГУЗИЙ Анатолий Григорьевич, доктор технических наук, профессор, зам. дирек-

тора по качеству Авиакомпании «ЮТэйр», (г. Москва) ДОРОХОВ Дмитрий Григорьевич, кандидат технических наук, доцент, зам.

начальника НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ ВВС Минобороны России по научной работе, (г. Люберцы)

ИППОЛИТОВ Сергей Викторович, кандидат технических наук, доцент, началь-ник кафедры эксплуатации авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА»

КОРОЛЬКОВ Владимир Иванович, доктор технических наук, профессор, заведу-ющий кафедрой самолетостроения ВГТУ, (г. Воронеж)

КОСЬЯНЧУК Владислав Викторович, доктор технических наук, профессор, пер-вый заместитель генерального директора ГосНИИАС, (г. Москва)

МУХИН Иван Ефимович, доктор технических наук, старший научный сотрудник, зам. ген. конструктора ОАО «Авиаавтоматика» им. В.В. Тарасова, (г. Курск)

НАУМОВ Александр Иванович, кандидат технических наук, профессор, ведущий математик ЗАО «Гефест и Т», (г. Жуковский)

ОБОЛЕНСКИЙ Юрий Геннадьевич, доктор технических наук, профессор, нач. от-деления РСК МиГ – ИЦ ОКБ им. А.Н. Микояна, (г. Москва)

ОНУФРИЕНКО Валерий Васильевич, кандидат технических наук, доцент, началь-ник кафедры электрооборудования (и оптико-электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА»

ОРЛОВ Сергей Владимирович, заместитель начальника факультета авиационного оборудования ВУНЦ ВВС «ВВА»

РУБИНОВ Владимир Иванович, кандидат технических наук, доцент, начальник ка-федры автоматизации управления летательными аппаратами (и вычислительных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА»

СЕЛЬВЕСЮК Николай Иванович, доктор технических наук, профессор РАН, за-меститель генерального директора ГосНИИАС, (г. Москва)

ХАЛЮТИН Сергей Петрович, доктор технических наук, профессор, ген. директор «Экспериментальная мастерская «НАУКА-СОФТ», (г. Москва)

ШЕЙНИКОВ Алексей Александрович, кандидат технических наук, начальник цикла кафедры авиационной техники и вооружения авиационного факультета УО «Во-енная академия Республики Беларусь», (г. Минск)

ЩАВЕЛЕВ Павел Борисович, кандидат технических наук, начальник 3 НИУ НИЦ ЦНИИ ВВС Минобороны России, (г. Щелково)

Секретарь организационного комитета: ДМИТРИЕВ Владимир Михайлович, кандидат технических наук, преподаватель

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

4

СПИСОК ОРГАНИЗАЦИЙ-УЧАСТНИКОВ КОНФЕРЕНЦИИ

1. 2311 Военное представительство

2. 3 авиационный факультет (Б и ША) (г. Борисоглебск)

3. 344 ЦБП и ППЛС

4. 4 ГЦ ПАП и ВИ

5. АО «Конструкторское бюро промышленной автоматики»

6. АНОО ВО ВИВТ

7. АО "НТП "Авиатест"

8. АО «КБП» г. Тула

9. АО “Раменское приборостроительное конструкторское бюро”

10. АО «КРЭТ»

11. АО «КТ – Беспилотные системы»

12. АО «Научно-производственное объединение «СПАРК»

13. АО «НПО «СПЛАВ»

14. АО «Раменское приборостроительное КБ» (РПКБ), филиал в

г.о. Жуковский

15. АО «УКБП»

16. АО ГНПП «Регион»

17. АО ЦНТУ «Динамика»

18. АО «Алькор»

19. АО Бета ИР

20. АО ГосНИИП

21. АО Научно-исследовательский институт физических измерений

22. БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.Устинова

23. в/ч 15650-11

24. в/ч 15650-16

25. в/ч 2095

26. в/ч 81819

27. в/ч 99222

28. ВА ВПВО ВС РФ

29. ВА РВСН

30. ВГТУ

31. ВКА им. А.Ф. Можайского

32. Военная академия Генерального штаба Вооруженных Сил Россий-

ской Федерации

33. ВУНЦ ВВС «ВВА»

34. ВУНЦ ВВС «ВВА» г.Сызрань

35. 1142 Военное представительство

36. Газета «Воздушный транспорт гражданской авиации»

37. ГЛИЦ им. В.П.Чкалова

38. ГНИИЦ Робототехники Минобороны России

5

39. Государственный научный центр РФ АО «НПО «Орион»

40. Государственный университет аэрокосмического приборостроения

41. ЗАО «Гефест и Т»

42. ЗАО «Стилсофт»

43. ЗАО МЭЛ

44. Казанский национальный исследовательский технический универси-

тет им. А.Н.Туполева-КАИ

45. КВВАУЛ

46. Командование ВТА

47. Командование дальней авиацией

48. МГТУ ГА

49. МГТУ им. Баумана

50. Московский институт электромеханики и автоматики

51. Научно-производственный центр «Озон»

52. НИИ Министерства оборонной промышленности Азербайджанской

республики

53. НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС МО РФ

54. НИИЦ (г. Курск) ФГУП «18 ЦНИИ» МО РФ

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

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

57. НПК Электрооптика

58. НТЦ УП РАН

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

60. ОАО «Бортовые аэронавигационные системы»

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

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

63. ОАО «НИИ авиационного оборудования»

64. ОАО «НПП «РАДАР ММС»

65. ОАО «Саратовский Электроприборостроительный завод им. Серго

Орджоникидзе»

66. ОАО НПП «Автономные аэрокосмические системы-ГеоСервис»

67. Объединенный институт ядерных исследований

68. ОГУ имени И.С. Тургенева

69. ООО «Аэрострой»

70. ООО «VXI-Системы»

71. ООО «БЕСТ. Беспилотные системы и технологии»

72. ООО «НПК «Диагностика»

73. ООО «Специальный технологический центр»

74. ООО «Съемка с воздуха»

75. ООО «Финко»

76. ООО «Экспериментальная мастерская НАУКА-СОФТ»

77. ПАО «Авиакомпания «Ютэйр»

6

78. ПАО «Импульс»

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

80. РФЯЦ-ВНИИЭФ

81. Служба безопасности полетов авиации ВС РФ

82. ТулГУ

83. Ульяновский институт ГА

84. УО «Военная академия Республики Беларусь»

85. Учреждение образования «Белорусская государственная академия

авиации»

86. ФГАУ Военный инновационный технополис «ЭРА»

87. ФГБВОУ ВО «ВМА С.М. Кирова» Министерства обороны РФ

88. ФГБОУ ВО «Московский авиационный институт (национальный ис-

следовательский университет)

89. ФГБОУ ВО «Национальный исследовательский университет «МЭИ»

90. ФГБОУ ВО «Рязанский государственный радиотехнический универ-

ситет»

91. ФГБОУ ВО «Уфимский государственный авиационный технический

университет»

92. ФГБОУ ВО СПб ГУГА

93. ФГБУ «ИПГ»

94. ФГУ «Федеральный исследовательский центр Институт прикладной

математики им. М.В. Келдыша Российской академии наук»

95. ФГУП «Государственный научно исследовательский институт авиа-

ционных систем»

96. ФГУП «ЦАГИ»

97. Филиал «НИИ Аэронавигации» ФГУП ГосНИИ ГА

98. Филиал ВА РВСН Серпухов

99. Филиал ФГБОУ ВО «НИУ «МЭИ» в г. Смоленске

100. Филиал ФГБУ «46 ЦНИИ» Минобороны России (г. Мытищи)

101. ФКОУ ВО «Воронежский институт ФСИН России»

102. Фонд перспективных исследований

103. ЧВВМУ (г. Севастополь)

7

РАЗДЕЛ 1

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

АВИАЦИОННОЙ ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКИ

УДК 621.914; 004.942

Е.Е. АБАЛИХИН, В.М. ДМИТРИЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ИССЛЕДОВАНИЯ ХАРАКТЕРИСТИК

АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ

На современных воздушных судах (ВС) в качестве аварийных источ-

ников питания повсеместно используются аккумуляторные батареи (АКБ),

поэтому обеспечение возможности исследования их характеристик в про-

цессе занятий по дисциплине «Системы электроснабжения воздушных су-

дов» имеет большое практическое значение.

В качестве АКБ на воздушных судах в основном применяются ни-

кель-кадмиевые батареи типа НКБН, однако встречаются и свинцово-кис-

лотные типа САМ. Следует отметить, что на некоторых самолетах стран

НАТО в качестве АКБ используются кислотные батареи, созданные по тех-

нологии AGM (Absorption Glass Matt). В основу данной технологии входит

использование абсорбирующего стеклянного наполнителя, который играет

роль сорбента раствора серной кислоты. В сорбенте электролит удержива-

ется за счет капиллярных свойств жидкости. В отечественных ВС в основ-

ном используются АКБ типа НКБН, однако до сих пор встречаются батареи

типа СЦС (серебряно-цинковые). Для качественного изучения АКБ на учеб-

ных занятиях должна быть обеспечена возможность исследования их основ-

ных характеристик. Для предоставления такой возможности курсантам и

слушателям необходимо использовать специализированное рабочее место,

позволяющее производить зарядку и разрядку АКБ, с оценкой их основных

характеристик. Для создания такого рабочего места прежде всего следует

определиться с характеристиками, подлежащими исследованию на нем.

За основу возьмем основные технические характеристики АКБ, а

именно напряжение и емкость. При этом если оценивать АКБ в комплексе,

то основными параметрами являются:

1 электрическая емкость;

2 напряжение разомкнутой цепи;

8

3 внутреннее сопротивление;

4 ток утечки;

5 саморазряд;

6 остаточная емкость.

7 коэффициент отдачи заряда.

Для измерения данных параметров можно использовать промышлен-

ные автоматические зарядно-разрядные станции, при их отсутствии задача

может быть выполнена с использованием специализированного рабочего

места по исследованию процессов заряда и разряда АКБ, которое может

быть использовано при проведении занятий, а также для проведения иссле-

дований по оценке емкости имеющихся батарей.

УДК 621.914; 004.942

Р.В. АВДЕЕВ, В.М. ДМИТРИЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ

ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ МАШИН С ПРИМЕНЕНИЕМ

АЦП E14-440

В рамках изучения дисциплин кафедры электрооборудования и оп-

тико-электронных систем необходимо обеспечить измерение различных па-

раметров электрических машин. При этом номенклатура исследуемой тех-

ники достаточно широка, в частности в лабораторных работах и на практи-

ческих занятиях исследуются двигатели переменного и постоянного токов,

предназначенные для работы на различных напряжениях и частотах. Оценка

параметров их работы в основном производится с использованием дискрет-

ных измерительных приборов. Данное обстоятельство не позволяет произ-

водить комплексный анализ характеристик исследуемой аппаратуры в ре-

жиме реального времени. Следует отметить, что для построения большин-

ства характеристик требуется определение зависимости не какого-либо па-

раметра от времени, а зависимости его от другого параметра, причем при

выполнении соответствующих условий. Например, для построения так

называемой внешней характеристики генератора необходимо определить

зависимость вида

нн IfU ,

9

где нU - напряжение нагрузки, нI - ток нагрузки. При этом необходимо обес-

печить условие постоянства силы тока в обмотке возбуждения и постоян-

ную скорость вращения генератора. В комплексе, для определения характе-

ристик, например, генератора постоянного тока необходимо обеспечить од-

новременное измерение пяти параметров таких как сила тока обмотки воз-

буждения и обмотки якоря, напряжение обмотки возбуждения и обмотки

якоря, скорость вращения вала генератора. Для обеспечения одновремен-

ного измерения такого количества параметров необходимо использовать со-

ответствующее количество измерительных приборов. При использовании

осциллографов необходимо использовать два и более двухканальных осцил-

лографа, при этом одновременная регистрация нескольких параметров

практически невозможна. Для решения данной задачи можно использовать

возможности многоканального АЦП фирмы L-Card типа E14-440. Данный

АЦП имеет 16 каналов по 14 бит и максимальную частоту выборок 400 кГц.

Диапазоны входных напряжений меняются от ±0,156 В до ±10В при этом

необходимо учесть тот факт, что данный модуль АЦП не имеет гальваниче-

ской развязки, что требует применения дополнительных схемотехнических

решений при измерении напряжений и токов используемых на борту воз-

душного судна и в процессе работы с лабораторным оборудованием ка-

федры. При этом целесообразно использовать режим синхронного многока-

нального измерения, реализованный в Е14-440. Использование асинхрон-

ного режима измерения приводит к существенному снижению скорости ра-

боты АЦП и невозможности его применения для измерения параметров пе-

ременного тока. АЦП Е14-440 может работать с различными системами

сбора и обработки информации. В качестве основной программы предна-

значенной для работы с комплектом фирмой L-Card предлагается про-

грамма LGraph, которая позволяет снимать параметры синхронно со всех 16

каналов с записью их на жесткий диск. При этом следует отметить что про-

грамма LGraph снимает параметры в зависимости от времени. Для построе-

ния более сложных зависимостей, а тем более для обеспечения автоматиза-

ции процессов исследования электрических машин необходимо разработать

программный комплекс, который позволит одновременно измерять, записы-

вать и анализировать параметры электрических машин, подлежащих иссле-

дованию. При этом целесообразно использовать среду визуального про-

граммирования LabView, которая позволяет создавать системы управления

для лабораторно-исследовательских комплексов. В некоторых случаях для

безопасного использования АЦП Е14-440 необходимо обеспечить аналого-

вую развязку для его каналов, такая ситуация возникает обычно при орга-

низации измерения напряжений с номиналом более 36 Вольт переменного

и более 50 Вольт постоянного тока.

10

УДК 621.914; 004.942

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

АНАЛИЗ ВОЗМОЖНОСТЕЙ ПРИМЕНЕНИЯ

ИСКУССТВЕННЫХ НЕЙРОННЫХ СИСТЕМ

В ЗАДАЧАХ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМ

ЭЛЕКТРОПРИВОДОМ

На современных воздушных судах (ВС) все больше возрастает роль

авиационного электропривода не только в системах автоматики, но и в си-

ловых системах, вплоть до управления элементами рулевых поверхностей.

На сегодняшний момент авиационный электропривод является сложным

объектом и существенного повышения эффективности управления им

можно достигнуть путем применения адекватно сложных информационно-

управляющих систем, какими и являются интеллектуальные системы. Для

таких систем управления одной из возникающих задачей является иденти-

фикация параметров электродвигателей в составе электропривода. До-

биться этого можно с использованием искусственной нейронной сети, кото-

рая может решать задачи идентифицикации объектов, описываемых нели-

нейными дифференциальными уравнениями с импульсными элементами [1].

Кроме того, применение данного подхода стало возможным благо-

даря серьезному прорыву бортовых вычислительных систем в области по-

вышения их вычислительных мощностей на борту ВС.

Нейронная сеть является совокупностью элементов, называемых

нейронами, соединенных некоторым образом так, чтобы между ними обес-

печивалось взаимодействие и представляют собой простые процессоры, вы-

числительные возможности которых обычно ограничиваются некоторым

правилом комбинирования входных сигналов и правилом активизации, поз-

воляющим вычислить выходной сигнал по совокупности входных сигналов.

Выходной сигнал элемента может посылаться другим элементам по

взвешенным связям, с каждой из которых связан весовой коэффициент, в

зависимости от значения которого изменяется передаваемый сигнал. Эле-

мент нейронной сети схематически показан на рисунке 1.

Один из самых привлекательных аспектов использования нейронных

сетей заключается в том, что, хотя элементы такой сети имеют очень огра-

ниченные вычислительные возможности, вся сеть в целом, объединяя боль-

шое число таких элементов, оказывается способной выполнять довольно

сложные задачи.

На рисунке 1 вершины-круги слева служат для распределения вход-

ных сигналов. Они не выполняют каких-либо вычислений, и поэтому не

11

считаются слоем. Они обозначены кругами, чтобы отличать их от вычисля-

ющих нейронов, обозначенных квадратами. Каждый элемент из множества

входов отдельным весом соединен с каждым искусственным нейроном.

Каждый нейрон выдает взвешенную сумму входов в сеть. Могут иметь ме-

сто также соединения между выходами и входами элементов в слое.

Рисунок 1 – Простейшая нейронная сеть

Удобно считать веса элементами матрицы W. Матрица имеет m строк

и n столбцов, где m – число входов, а n – число нейронов. Например, w23 –

это вес, связывающий второй вход с третьим нейроном. Таким образом, вы-

числение выходного вектора y, компонентами которого являются выходы

нейронов, сводится к матричному умножению y = WТх. Как правило, веса

являются параметрами сети и могут изменяться. Некоторые входы нейронов

помечены как внешние входы сети, а некоторые выходы – как внешние вы-

ходы сети.

При подаче любых чисел на входы сети получается какой-то набор

чисел на выходах сети. Таким образом, работа нейронной сети состоит в

преобразовании входного вектора в выходной вектор, причем это преобра-

зование задается весами сети. Практически любую задачу можно свести к

задаче, решаемой нейронной сетью.

Нейронная сеть обладает возможностью обучается, чтобы для некото-

рого множества входов давать желаемое множество выходов.

Продемонстрируем пример применения нейронной сети для управле-

ния электроприводом на основе вентильного двигателя. Имитационная мо-

дель вентильного электропривода, реализованная в среде моделирования

Simulink, приведена на рисунке 2 [2].

При использовании вентильного электропривода, одной из задач

управления является регулирование скорости его вращения. Для решения

данной задачи часто используются системы управления с применением

ПИД-регуляторов. При этом главной трудностью является составление

12

адекватной математической модели объекта управления, а так же выбор

наилучшей методики расчета коэффициентов ПИД-регулирования. Исполь-

зование искусственных нейронных сетей позволяет существенно упростить

данную задачу, так как в этом случае проектирование системы управления

сводится к выбору структуры и обучению нейросетевого регулятора [3].

Рисунок 2 – Имитационная модель вентильного электропривода

На основе этой модели была создана модель с управлением по скоро-

сти посредством нейросетового регулятора, приведенного на рисунке 3. В

качестве нейрорегулятора был использован регулятор на основе модели не-

линейной авторегрессии со скользящим средним (Nonlinear Autoregressive-

Moving Average – NARMA-L2) [2].

Рисунок 3 – Блок нейрорегулятора

Применение нейрорегулятора взамен ПИД-регулятора позволяет

уменьшить время переходного процесса при пуске двигателя и устранить

перерегулирование.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Дивеев А.И. Современные инструментальные средства интеллекту-

альных систем. Учебное пособие. М.: Изд-во РУДН, 2008. 105 с.

13

2 MATLAB Examples. Permanent Magnet Synchronous Machine. URL:

https: // www.mathworks.com/help/physmod/sps/examples/permanent-magnet-

synchronous-machine.html (дата обращения: 11.02.2019).

3 Морев А.А., Лиходеев С.И. Регулирование скорости вентильного

электропривода с применением искусственных нейронных сетей / Постулат.

2017. № 10. С.25-30.

УДК 621.313.3; 004.942

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

АНАЛИЗ ТРЕБОВАНИЙ НОРМАТИВНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ

ДОКУМЕНТАЦИИ К НОРМАМ КАЧЕСТВА

ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ В СИСТЕМАХ

ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Задачи связанные с обеспечением качества электроэнергии (КЭЭ),

улучшением количественных значений показателей качества электроэнер-

гии (ПКЭ) наземной техники обслуживания и, особенно для бортовых си-

стем электроснабжения (СЭС) воздушных судов (ВС), становятся все более

актуальными. Это связано с объединением большинства бортовых систем в

интегрированный бортовой комплекс с множеством нового, требователь-

ного к КЭЭ, оборудования с цифровым управлением и развитием концепции

полностью электрифицированного самолета (ПЭС) [1, 2]. Для военных объ-

ектов последствием от низкого КЭЭ может стать риск срыва выполнения

боевой задачи, что чревато самыми серьезными последствиями.

Под влиянием научно-технического прогресса все новые поколения

приемников электроэнергии (ПЭЭ) неотвратимо широко внедряются в ком-

плексы бортового авиационного оборудования. Такие ПЭЭ, созданные в

условиях современных технологий, насыщенные микроэлектроникой, тре-

буют все более точных и стабильных ПКЭ, а сами они во многих случаях

являются источниками помех, искажающих параметры электроэнергии в

бортовой сети.

Основными требованиями к СЭС являются: энергетическая достаточ-

ность питания по потребляемой мощности, техническая надежность и высо-

кая эффективность энергообеспечения при выполнении нормативов КЭЭ.

КЭЭ влияет на работоспособность, эффективность функционирования

ПЭЭ, а также непосредственно и на стоимость оборудования.

14

Ущерб, который несут ПЭЭ и СЭС вследствие ухудшения КЭЭ, при-

нято делить на электромагнитный и технологический. Некоторыми фор-

мами электромагнитного ущерба являются:

- снижение эффективности процессов генерации, передачи и потреб-

ления электроэнергии за счет увеличения потерь в элементах сети;

- уменьшение срока службы и выход из строя электрооборудования

из-за нарушения его нормальных режимов работы и старения изоляции;

- нарушение нормальной работы и выход из строя устройств релейной

защиты, автоматики и связи.

Все это в итоге приводит к снижению надежности СЭС в целом.

К технологическому ущербу относят снижение производительности и

порчу технологического оборудования, что приводит к ухудшению качества

продукции.

Для каждого этапа развития техники и оборудования ВС существовал

свой оптимальный комплекс требований к КЭЭ. При этом количество нор-

мируемых параметров и их уровень (качество) увеличивались по мере раз-

вития электрооборудования, повышения требований к потребителям со сто-

роны обслуживаемых ими систем и познания влияния отклонений тех или

иных параметров от установленных для них значений на характеристики по-

требителей и источников.

Актуальность совершенствования КЭЭ подтверждается также значи-

тельным количеством отказов потребителей электроэнергии вследствие от-

казов СЭС [3], что в современных условиях обусловливает необходимость

исследований достоинств и недостатков схем построения СЭС ВС, анализа

неисправностей СЭС, приводящих к ухудшению ПКЭ, и влияния этого

ухудшения на работоспособность ПЭЭ, а также анализа требований к КЭЭ,

изложенные в ГОСТах.

Так одним из важных требований к СЭС в режиме переходного про-

цесса, связано с длительностью перерыва питания, что может быть связано

с нестабильностью функционирования источников питания и переходом ра-

боты от одного типа источника к другому.

К таким нестационарным процессам весьма чувствительны современ-

ные радиоэлектронные, робототехнические и интеллектуальные средства

вооружения, вычислительные комплексы, цифровые системы обработки ин-

формации, которые выполнены на основе низкопотенциальных микросхем.

Подобные явления обуславливают до 80 % отказов автоматизированных си-

стем управления, являются причиной отказов радиолокационных прицель-

ных систем истребительной и истребительно-бомбардировочной авиации,

снижения надежности функционирования современных ракетных комплек-

сов. Особенно опасны перерывы в электропитании бортовых компьютеров,

15

управляющих работой аэродинамических поверхностей высокоманеврен-

ных истребителей с нулевой статической устойчивостью. В такой ситуации

не избежать авиационной катастрофы [1].

Критическая оценка влияния ПКЭ на параметры ПЭЭ позволила вы-

явить разумные пределы повышения КЭЭ, свойственные большинству при-

емников. Результаты этих работ были обобщены вначале для вертолетных и

самолетных СЭС в нормали 835АТ авиационной промышленности, затем в

ОСТ и, наконец в ГОСТ 19705–74, ГОСТ 19705–81, ГОСТ 19705–89, ГОСТ

Р 54073–2010 и, наконец, ГОСТ Р 54073–2017 [4].

Анализ документов по стандартизации оборонной продукции на раз-

работку СЭС ВС и приемников электрической энергии и регламентирую-

щих состав и нормы ПКЭ показал, что ГОСТ Р 54073–2017 «Системы элек-

троснабжения самолетов и вертолетов. Общие требования и нормы качества

электроэнергии» в настоящее время удовлетворяет по содержащимся в нем

требованиям разработчиков ПЭЭ по КЭЭ.

В качестве примера приведем значения огибающей приведенных зна-

чений нормальных переходных напряжений вторичных систем постоянного

тока 27 В, которые проиллюстрированы на рисунке 1 [4].

0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14

18,0

40,0

29,4

1.1

3

2

Действующее значение напряжения, В

Время от начала переходного процесса, с

80,0

70,0

60,0

50,0

24,0

12,0

30,0

20,0

10,0

1.2

4

Рисунок 1 – Огибающая приведенных значений нормальных переходных напря-

жений вторичных систем постоянного тока 27 В

На рисунке: 1.1 – верхний предел при питании от СЭС переменной

частоты (ГОСТ 54073-2010); 1.2 – верхний предел при питании от СЭС пе-

ременной частоты (ГОСТ 54073-2017); 2 – верхний предел при питании от

СЭС постоянной частоты (оба ГОСТа); 3 – нижний предел при питании от

16

СЭС переменной и постоянной частоты (ГОСТ 54073-2010) и постоянной

частоты (ГОСТ 54073-2017); 4 – нижний предел при питании от СЭС пере-

менной (ГОСТ 54073-2017).

Из приведенных графиков видно, что ужесточились требования ГОСТ

54073-2017 к ПКЭ по сравнению с требованиями этого же стандарта 2011

года. А именно, верхний предел действующего значения напряжения вто-

ричных систем постоянного тока 27 В при питании от СЭС переменной ча-

стоты снизился с 80 В до 50 В.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов. Том 1.

Системы электроснабжения летательных аппаратов. М.: Издательство

МЭИ, 2005. 568 с.

2 Левин А.В. Электрический самолет: от идеи до реализации /

А.В. Левин, И.И. Алексеев, С.А. Харитонов, Л.К. Ковалев. М.: Машиностро-

ение, 2010. 288 с.

3 Системы электроснабжения летательных аппаратов. Особенности

эксплуатации и поиск неисправностей. Методические рекомендации. Вы-

пуск № 7111. М.: ГК ВВС, 1999. 256 с.

4 ГОСТ Р 54073–2017. Системы электроснабжения самолетов и вертоле-

тов. Общие требования и нормы качества электроэнергии. – Взамен ГОСТ Р

54073-2010. Введ. 2017-12-28. М.: ФГУП «Стандартинформ», 2018. 36 с.

УДК 629.73.064.5(075.8)

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

РАЗРАБОТКА БЕСКОНТАКТНОГО ЭЛЕКТРОМАШИННОГО

ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ДЛЯ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ

ПЕРЕМЕННОГО ТОКА

В настоящее время в авиации ВВС аварийными источниками электро-

энергии переменного тока являются электромашинные преобразователи

двигатель-генераторного типа, такие как ПТ - 500Ц, ПО - 1500ВТ, ПО -

750А, ПТО -1000/1500, ПТО -1000/1500М и др [1].

Электромашинные преобразователи, по сравнению с первичными ис-

точниками электроэнергии, обладают значительно худшими массогабарит-

17

ными показателями. В частности, их удельная масса в зависимости от мощ-

ности составляет 10 ÷ 55 кг/кВА, а для первичных источников переменного

тока стабильной частоты эта величина равна 0,4 ÷ 2,2 кг/кВА [3].

Основным недостатком этих преобразователей является наличие в

электромашинном агрегате щеточно-коллекторного узла, что существенно

снижает их эксплуатационные характеристики [2].

Структурная схема бесконтактного электромашинного преобразова-

теля представлена на рис. 1.:

БП РН РЧ ДПР

ОВВ

Г

КУ

М

+27 В

Uвых.

208 В

400Гц

Рисунок 1 – Структурная схема бесконтактного электромашинного

преобразователя

Структурная схема бесконтактного электромашинного преобразова-

теля содержит в себе два основных устройства:

1) контура регулирования напряжения:

Г – синхронный генератор переменного тока;

ОВВ – обмотка возбуждения возбудителя генератора;

БИНТ – блок измерения отключения трехфазного напряжения;

БУП – блок усиления предварительный;

БУМ – блок усиления мощности;

ОС – обратная связь;

СЧ – силовая часть регулятора напряжения.

2) контур регулирования частоты:

М – бесконтактный двигатель постоянного тока;

ДПР – датчик положения ротора;

18

ФП – функциональный преобразователь;

ФУС – формирователь управляющих сигналов;

ЗГ – задающий генератор;

СЧ – силовая часть регулятора частоты. Для питания схемы устрой-

ства управления напряжением 5В используется вторичный блок питания

БП.

Регулирование напряжения осуществляется путем измерения откло-

нения напряжения от заданного уровня, после чего этот сигнал усиливается

и преобразуется в периодический сигнал, который и осуществляет регули-

рование.

Регулирование частоты тока осуществляется путем регулирования ча-

стоты вращения вала бесконтактного двигателя постоянного тока.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов (1 том):

учебник Э 455 для ВУЗов. В двух томах/под ред. С.А. Грузкова. М.: Изд.

МЭИ. 2005. 568с.

2 Халютин С.П. Системы электроснабжения летательных аппаратов:

учебник для слушателей и курсантов ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и

Ю.А. Гагарина, а также для ВУЗов, осуществляющих подготовку инжене-

ров по авиационному оборудованию/Под ред. С.П. Халютина. М.: Изд.

ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2010. 428 с.

3 ГОСТ Р 54073-2017 «Системы электроснабжения самолетов и вер-

толетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии».

УДК 621.3.002.5

Ю.М. ВИННИКОВ, В.П. НАПОЛЬСКИЙ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

РАЗРАБОТКА ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННОГО ИЗМЕРИТЕЛЯ

ЖИДКОСТЕЙ, УСТОЙЧИВОГО К ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ

ВОЗДЕЙСТВИЯМ

Боевая эффективность истребителя-перехватчика зависит от тактико-

технических характеристик его бортового оборудования, одним из которых

является топливомерно-расходомерная система. От запаса топлива на борту

зависит дальность и продолжительность полета. В связи с этим возникает

необходимость точно знать в любой момент полёта запас топлива.

19

Эта задача решается на борту автоматическими устройствами, топли-

вомерами и расходомерами. Устройства, определяющие запас топлива на

борту самолёта как разность между заправленным количеством топлива и

выработанным с начала работы двигателя, называются расходомерами [1].

Основными недостатками топливомерно-расходомерных систем,

применяемых в настоящее время на современных воздушных судах, состо-

ящих на вооружении в ВКС, являются:

- невысокая надёжность (из-за наличия связующе-передающих эле-

ментов внутри измерителей, наличие сальников – из-за которых возможны

утечки топлива и др.);

- невысокая точность, обусловленная технологией преобразования

физических величин – механической в электромагнитную [2].

Одним из радикальных путей улучшения технико-эксплуатационных

характеристик расходомерных систем является разработка и внедрение оп-

тико-электронных измерителей расхода топлива питающихся бортовым ис-

точником электроэнергии [3], которые обладают высокой надежностью, по-

вышенной устойчивостью к внешним электромагнитным воздействиям и

улучшенными массогабаритными показателями.

Датчик расхода топлива (рисунок 1) имеет:

Рисунок 1 – Датчик расхода топлива

Полый корпус 1. При помощи соединительных гаек корпус датчика

соединяется с входным 2 и выходным 3 патрубками. Датчики расходомера

подключаются к топливной магистрали при помощи специальных зажим-

ных колец. Ось крыльчатки 5 вращается в шарикоподшипниках 10, заклю-

чённых в полости струевыпрямителя 4.

20

Крыльчатка имеет пять лопастей, торцевая поверхность одной из ко-

торых имеет зеркальное покрытие.

При максимальном расходе топлива 36000 литров в час крыльчатка

делает 3600 об/мин. Крыльчатка рассчитана так, что каждым шести импуль-

сам соответствует один литр топлива, пропущенного через датчик. Свето-

вой поток излучается на зеркальные торцевые поверхности крыльчаток дат-

чиков через защитное стекло 6 и линзу 7.

Защитное стекло и линза устанавливаются в измерительном отвер-

стии цилиндрической формы в верхней части корпуса датчика на уплотни-

тельных прокладках 11.

Оптический соединитель 8 представляет собой полый металлический

цилиндр с прямоугольным фланцем для крепления к корпусу датчика. Внутри

цилиндра вклеена оплётка оптического жгута 12. Толщина оплётки 4 мм. Оп-

тический соединитель не разъёмный. Оптический жгут 9 представляет собой

шестиволоконный кабель.

Проектируемая расходомерная система позволяет повысить точность

определения расхода топлива до 0,5 %, в отличие от существующих систем,

имеющих погрешность 3 %.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Павлов В.А., Левшин Е.А., Запаско Р.В., Коханов Р.П. Технические

средства измерения параметров авиационного оборудования: Учебное по-

собие/Под ред. Канд. техн. Наук, доцента В.А. Павлова. – Воронеж: ВУНЦ

ВВС «ВВА», 2015. 222 с.: ил.

2 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов (2 том):

учебник Э 455 для ВУЗов. В двух томах/под ред. С.А. Грузкова. М.: Изд.

МЭИ, 2005. 568с.

3 ГОСТ Р 54073-2017 «Системы электроснабжения самолетов и вер-

толетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии».

УДК 629.7.064

В.М. ДМИТРИЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ И ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

ПРОГРАММИРУЕМЫХ НАГРУЗОК ПОСТОЯННОГО ТОКА

Для испытания систем в процессе их производства и отладки очень

часто необходимо обеспечить нагрузку заданного уровня в течение продол-

жительного времени. Для решения этой задачи в цепях переменного тока

21

обычно используют лабораторные автотрансформаторы или симисторные

регуляторы с нагрузкой на мощные резисторы, ТЭНы лампы накаливания

или электрические машины. Для цепей постоянного тока повсеместно при-

меняются реостаты, ТЭНы, лампы накаливания, тиристорные регуляторы.

При этом проще всего получить ступенчатую нагрузку. При необходимости

обеспечения плавной регулировки нагрузки процесс крайне сложно подда-

ется автоматизации. Промышленные программируемые электронные

нагрузки позволяют решать эти задачи, однако они дороги и зачастую избы-

точны по своему функционалу. Для решения задачи построения программи-

руемой нагрузки постоянного тока предлагается использовать в качестве

мощного потребителя лампы накаливания или ТЭН, а для регулирования

уровня нагрузки ШИМ регуляцию с применением мощных МОП транзисто-

ров. Такая связка позволяет обеспечить большую продолжительность

нагрузки при неизменных характеристиках. Для практической реализации

могут быть использованы промышленные лампы накаливания различных

напряжений и мощностей. При этом следует ориентироваться на лампы,

рассчитанные на требуемое максимальное напряжение нагрузки. Если это

невозможно, то выбирать стоит таким образом, чтобы рабочее напряжение

незначительно превышало требуемое, что позволит обеспечить долговеч-

ность создаваемой установки. Например, планируется сделать нагрузку по-

стоянного тока для цепи напряжением 27 вольт. В этом случае можно ис-

пользовать промышленные лампы местного освещения с рабочим напряже-

нием 36 Вольт или более редкие и дорогостоящие авиационные лампы, рас-

считанные на 27-28,5 вольт. Такой выбор позволит достичь длительной бес-

перебойной работы нагрузки, при этом коммутация может быть обеспечена

с использованием любого микроконтроллера или отдельного генератора

ШИМ сигнала и подобранного по мощности полевого транзистора.

УДК 629.7.064

В.М. ДМИТРИЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРИМЕНЕНИЕ ВЫСОКОЛИНЕЙНЫХ ОПТОПАР ДЛЯ

ОБЕСПЕЧЕНИЯ ГАЛЬВАНИЧЕСКОЙ РАЗВЯЗКИ

При создании информационно-измерительных и управляющих си-

стем которые взаимодействуют с сетями с большим напряжением и током

зачастую требуется обеспечить надежную изоляцию цепей управления (в

22

которую включено все низковольтное оборудование типа микроконтрол-

лера или микрокомпьютера) от силовых цепей. Для обеспечения такой изо-

ляции при сохранении передачи информации необходимо использовать

гальваническую развязку. В качестве таковой в цепях переменного тока мо-

жет быть использована трансформаторная развязка. Однако, в цепях с изме-

няемой частотой такой вариант не позволяет получить достаточный уровень

точности. В цепях со значительным напряжением постоянного тока обеспе-

чение гальванической развязки затруднено. В качестве таковой в них может

быть использована применение генераторов, управляемых напряжением, а

развязку информационного сигнала проводить с применением оптопар. В

ряде случаев такое решение позволяет упростить не только саму конструк-

цию измерительной системы, но иногда и отказаться от применения АЦП,

заменив задачу измерения напряжения на измерения частоты следования

импульсов. Самое главное в этих системах обеспечить высочайшее качество

преобразователя напряжение – частота, что зачастую означает использова-

ние дорогостоящих прецизионных микросхем с температурной стабилиза-

цией или компенсацией. В качестве решения проблемы можно предложить

использование опторазвязок в линейном режиме. Для обеспечения линей-

ного режима работы требуется применение так называемого дифференци-

ального режима работы, при этом в измерительных цепях рекомендуется

применение высоколинейных оптопар. Конструктивно такие оптопары

представляет собой два фотоприемника, симметрично расположенных

между светодиодом. Один из фотодиодов включен в цепь обратной связи

операционного усилителя. С помощью такого решения нелинейность пере-

даточной характеристики оптопары устраняется.

Входной фотодиод можно использовать для контроля и стабилизации

излучения светодиода. Таким образом, устраняются нежелательные явления

нелинейности и погрешности светодиода. Фотодиод на выходе обеспечи-

вает фототок, который имеет линейную зависимость от излучения светоди-

ода. Близко расположенные фотодиоды и усовершенствованный конструк-

тив корпуса гарантируют высокую линейность и стабильные значения ко-

эффициента усиления.

Основная сфера применения высоколинейных опторазвязок – это из-

мерение тока и контроль напряжения в электроприводах, импульсных ис-

точниках питания и инверторах. Здесь они используются в составе обратных

связей системы для отслеживания скорости двигателя и перемещения.

Таким образом высоколинейные опторазвязки позволяют не только

производить измерение напряжений в сетях постоянного тока высокого

напряжения, но и измерение напряжения в сетях переменного тока изменя-

емой частоты. При этом сохраняется форма огибающей напряжения, что мо-

жет быть использовано например для определения значения коэффициента

мощности в цепях переменного тока.

23

УДК 629.7.064

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

РАЗРАБОТКА РЕГУЛЯТОРА НАПРЯЖЕНИЯ БОРТОВОЙ

СИСТЕМЫ ПЕРЕМЕННОГО ТОКА, УСТОЙЧИВОГО К

ВНЕШНИМ ВОЗМУЩАЮЩИМ ВОЗДЕЙСТВИЯМ

Развитие авиации, расширение круга ее тактических задач неразрывно

связано с процессом совершенствования воздушных судов (ВС) и комплек-

сов их бортового оборудования, предъявляющего повышенные требования

к качеству электроэнергии [1]. Колебания напряжения и частоты в системах

электроснабжения (СЭС) могут привести к возрастанию погрешностей из-

мерителей, а иногда и к отказам [2], которые приводят к срыву выполнения

задачи экипажем ВС. В настоящее время в авиационной технике использу-

ются различные регуляторы напряжения (РН): угольные, транзисторные, ре-

гуляторы напряжения на магнитных усилителях и др.

Возможности дальнейшего совершенствования серийных РН практи-

чески исчерпаны [3, 4]. По мнению специалистов на борту ВС повышение

качества электроэнергии возможно с применением регуляторов, использу-

ющих цифровой принцип обработки информации или регуляторов с рацио-

нальной структурой, использующих закон управления, который обеспечи-

вает устойчивость выходного напряжения по отношению к возмущающим

воздействиям.

Структурная схема состоит из:

1) генератора переменного тока, состоящего из: СГ – собственно гене-

ратора; В – возбудителя; ПВ – подвозбудителя;

2) датчиков выходных рабочих параметров: ДТН – датчик тока

нагрузки; ДТВ – датчик тока возбуждения возбудителя; ДН – датчик выход-

ного напряжения генератора; ДЧВ – датчик частоты вращения вала ротора

генератора;

3) датчиков выходных внешних параметров системы генерирования:

Д t – датчик температуры; Д p – датчик давления; Д b – датчик вибрации;

4) регулятора напряжения, состоящего из: ПУ1 - ПУ7 – преобразова-

тели сигналов; У1 - У7 – усилители сигналов; Селектор1 и 2 – устройства

выбора наибольшего (наиважнейшего) сигнала; ∑ – сумматор сигналов;

ВУС – вычислитель управляющего сигнала α.

Схема такого регулятора представлена на рисунке 1.

24

А

В

С208 В

400Гц

ДТНДТВДЧВ

ПВ В СГ

ВУС

У1

Σ

ДН

У2

У3

У4

Се

ле

кто

р 1

Д pД t Д b

У2

У3

У4

ПУ1

ПУ2

ПУ3

ПУ4

ПУ5

ПУ6

ПУ7

ω Iв Iн Uн

Се

ле

кто

р 2

α

Рисунок 1 – Структурная схема регулятора напряжения, устойчивого к внешним

возмущающим воздействиям

Все эти сигналы обрабатываются регулятором напряжения, который

формирует управляющий сигнал α для управления выпрямителем через

угол открытия тиристоров.

Реализация структурной схемы представляется возможным на основе

РН, использующих аналогово-цифровой принцип обработки информации.

Данный принцип инвариантности выходного напряжения позволит

существенно повысить качество электроэнергии переменного тока на борту

ВС.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 ГОСТ Р 54073-2017 «Системы электроснабжения самолетов и вер-

толетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии».

2 Халютин С.П. Системы электроснабжения летательных аппаратов:

учебник для слушателей и курсантов ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и

Ю.А. Гагарина, а также для ВУЗов, осуществляющих подготовку инжене-

ров по авиационному оборудованию/Под ред. С.П. Халютина. М.: Изд.

ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2010. 428 с.

3 Грузков С.А. Электрооборудование летательных аппаратов (1 том):

учебник Э 455 для ВУЗов. В двух томах/под ред. С.А. Грузкова. М.: Изд.

МЭИ, 2005. 568с.

25

4 Напольский В.П., Онуфриенко В.В., Демчук В.А., Напольская Г.Ю.

Авиационные электрические машины. Учебное пособие/Под ред. В.П.

Напольского. Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2015. 300с.

УДК 621.313

Ф.Р. ИСМАГИЛОВ, В.Е. ВАВИЛОВ Уфимский государственный авиационный технический университет

ОТКАЗОУСТОЙЧИВЫЙ ВЫСОКООБОРОТНЫЙ

МАГНИТОЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР ДЛЯ

ПЕРСПЕКТИВНЫХ КАНАЛОВ ГЕНЕРИРОВАНИЯ

ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Топливная эффективность, аэродинамические, экономические и эко-

логические преимущества, маневренность и функциональные возможности, а также задачи увеличения полезной нагрузки перспективных космических и воздушных летательных аппаратов (ЛА) во многом определяются эффек-тивностью электромеханических преобразователей энергии (ЭМПЭ) ЛА. Это подтвердилось при эксплуатации новейших зарубежных воздушных ле-тательных аппаратов (Boeing 787, Airbus A-380, F–35) и космических аппа-ратов (NASA Next-Generation Launch Technology (NGLT) Program), а также при создании перспективных отечественных ЛА таких как широкофюзе-ляжный дальнемагистральный самолет, МС-21, Су-57, Ил-112/114.

Традиционно к авиационным ЭМПЭ предъявляются известные требо-вания по минимальным массогабаритным показателям (рядом зарубежных корпораций уже выставляются требования на уровне 7–10 кВт/кг), макси-мальная надежность, перегрузочная способность, автономность работы, а кроме того, в последнее время, к авиационным ЭМПЭ стали предъявлять требования по отказоустойчивости. Под отказоустойчивостью понимается способность продолжения эксплуатации ЭМПЭ при одном любом отказе в нем (короткое замыкание на фидере, витковое короткое, короткие замыка-ния в статическом преобразователе или системе управления ЭМПЭ).

Анализ зарубежных разработок показал, что одним из перспективных типов ЭМПЭ, который способен обеспечить все эти требования являются высокооборотные (частота вращения ротора 48000-70000 об/мин) ЭМПЭ с высококоэрцитивными постоянными магнитами (ВПМ). Поэтому именно этот тип ЭМПЭ используется в ВСУ перспективного зарубежного истреби-теля 5 поколения F-35 [1], необходимо отметить, что система электроснаб-жения данного ЛА выполнена на напряжение постоянного тока 270 В, ана-логичный уровень напряжения и тока применяется и на истребителе F-22 [2].

Основной проблемой использования ЭМПЭ с ВПМ на борту ЛА явля-ется сложность обеспечения защиты ЭМПЭ с ВПМ при витковых коротких

26

замыканиях. Это может привести к возникновению пожароопасной ситуа-ции на борту ЛА. Специалистами кафедры электромеханики ФГБОУ ВО «УГАТУ» были разработаны и апробированы на практике новые методы за-щиты высокооборотных ЭМПЭ с ВПМ способные обеспечить полную нейтрализацию виткового коротко замыкания и межфазных коротких замы-каний в ЭМПЭ с ВПМ без использования механических расцепителей. Ис-пользование данных способов, совместно с использованием зубцовой об-мотки выполненной по схеме 2х3 при условии, что каждая катушка гальва-нически, электромагнитно и термически развязаны позволяет создавать вы-сокоэффективные, высокобортные ЭМПЭ с ВПМ удельной массой не более 0,22-0,25 кг/кВт которые обладают высокой отказоустойчивостью и при витковом коротком замыкании способны продолжать работать в штатном режиме.

На основе данных исследований на кафедре ЭМ ФГБОУ ВО УГАТУ был создан отказоустойчивый ЭМПЭ с ВПМ с частотой вращения ротора 58000 об/мин и мощностью 30 кВт. Экспериментальные исследований дан-ного ЭМПЭ подтвердили все заложенные на этапе проектирования характе-ристики.

Важно отметить, что основным достижением данного ЭМПЭ является именно обеспечение отказоустойчивой работы при витковых и фазных ко-ротких замыканиях ЭМПЭ с ВПМ.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 E. D. Ganev, “High-performance electric drives for aerospace more elec-

tric architectures,” in Proc. IEEE PES Conf., 2007, 07GM0408

2 V. Madonna, P. Giangrande, M. Galea, "Electrical Power Generation in

Aircraft: review challenges and opportunities", IEEE Transactions on Transpor-

tation Electrification, vol. in press, 2018.

УДК 621.311

К.В. КАПЕЛЬКО Военная академия РВСН имени Петра Великого (г. Балашиха)

ЗАДАЧИ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕКТРОПОТРЕБЛЕНИЕМ ПРИ

ЭКСПЛУАТАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ И СТАЦИОНАРНЫХ

ОБЪЕКТОВ

Рассматривается управление электропотреблением при эксплуатации

летательных и стационарных объектов с целью решения задач

энергосбережения.

27

В федеральном законе «Об энергосбережении и о повышении энерге-

тической эффективности…» [1] под энергосбережением понимается реали-

зация организационных, правовых, технических, технологических, эконо-

мических и иных мер, направленных на уменьшение объема используемых

энергетических ресурсов при сохранении соответствующего полезного эф-

фекта от их использования (в том числе объема произведенной продукции,

выполненных работ, оказанных услуг).

В настоящее время основными направлениями энергосбережения яв-

ляются [2,3,4]:

Системы электроснабжения систем освещения, электрических сетей,

электрических машин и аппаратов;

Теплогенерирующие установки;

Тепловые сети;

Использование альтернативных (нетрадиционных и возобновляемых)

источников электрической энергии;

Использование вторичных энергоресурсов и др.

Из перечисленных направлений энергосбережение в системах элек-

троснабжения объектов специального назначения возможно путём сниже-

ния технологических потерь на этапах их создания и в процессе эксплуата-

ции.

Снижение технологических потерь электропотребления обеспечива-

ется следующими мероприятиями:

оптимизацией схем электроснабжения и режимов работы оборудова-

ния;

автоматизацией системы управления электропотреблением оборудо-

ванием;

использование электро- и теплооборудования с повышенными пока-

зателями энергоэффективности;

применение частотно-регулируемого электропривода в механизмах с

переменной производительностью;

На современном этапе развития систем снижение потерь обеспечива-

ется: совершенствованием системы учета электроэнергии и планированием

потребления электроэнергии и удельных норм ее расходования на этапах

создания и в процессе эксплуатации на основе ценологических моделей,

позволяющих прогнозировать графики потребления [5].

Рассмотрим более подробно первое мероприятие: оптимизация схем

электроснабжения и режимов работы оборудования.

Потребители объектов специального назначения получают питание

непосредственно от системы автономного электроснабжения. Система ав-

тономного электроснабжения (САЭ) является сложной технической систе-

мой, имеющей особенности функционирования, обусловленные процессом

28

производства, передачи и распределения электрической энергии (ЭЭ)

между потребителями. Специальные нормы и методики технологического

проектирования систем автономного электроснабжения устарели, что тре-

бует от проектировщика творческого подхода к решению возникающих тех-

нических проблем при создании новых образцов на основе вычислительной

техники и систем автоматизированного проектирования [3].

На фоне прогрессирующего развития вычислительной техники, ра-

диоэлектронных средств и их компонентов, облик и технический уровень

электротехнических изделий изменяется [4].

Рисунок 1 – Структура САЭ на постоянном токе

В связи с ростом мощности и доли потребителей специальных объек-

тов, построенных на основе современных компьютерных технологий [3],

предъявляющих повышенные требования к качеству электрической энер-

гии, возникает задача совершенствования структуры САЭ в части более эф-

фективного использования электроэнергии первичных и вторичных источ-

ников питания, улучшения массогабаритных показателей при одновремен-

ном повышении значения их КПД.

29

Например, альтернативный подход к формированию структуры ста-

ционарных объектов на постоянном токе [4] позволяет устранить недо-

статки переменного тока за счет использования его достоинств. В этой си-

стеме, структура которая представлена на рисунке 1, практически исключа-

ется один из основных недостатков сети переменного тока – необходимость

генерации реактивной мощности, вызывающей дополнительные потери при

ее передаче.

Питание потребителей осуществляется следующим способом. Элек-

троэнергия переменного тока от внешнего источника поступает на вход вы-

прямителя. В выпрямителе происходит преобразование и далее электро-

энергия постоянного тока подается на шины постоянного тока САЭ. К ши-

нам постоянного тока подключены вторичные источники электропитания,

преобразующие электроэнергию постоянного тока в необходимый потреби-

телю или группе потребителей вид. В случае отключения питания от внеш-

него источника устройство автоматического включения резерва переводит

на питание от резервного источника. На время переключения шины посто-

янного тока получают ЭЭ от химических источников тока. В случае отклю-

чения питания от обоих вводов и на время запуска, выхода на режим и прием

нагрузки автономным источником питания шины постоянного тока полу-

чают ЭЭ от химических источников тока. Такое построение системы позво-

ляет обеспечить бесперебойность питания для потребителей как постоян-

ного, так и переменного тока.

Сравнительный анализ характеристик систем на переменном и посто-

янном токе, таких как КПД, удельная масса, качество электрической энер-

гии показал, что САЭ на постоянном токе имеет более высокие значения.

Для летательных аппаратов предпочтительным является увеличение напря-

жения питания до 270-540 В.

Таким образом, рассмотрены основные направления управления элек-

тропотреблением, пути снижения технологических потерь и решения задач

энергосбережения на этапах создания и эксплуатации летательных и стаци-

онарных объектов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Федеральный закон "Об энергосбережении и о повышении энерге-

тической эффективности и о внесении изменений в отдельные законода-тельные акты Российской Федерации" от 23.11.2009года, №261-ФЗ.

2 Капелько К.В.. Основы построения систем автономного электро-снабжения: Ч.1. М.: ВАД, 1995. 156 с.

3 Халютин С.П., Горшков П.С., Жмуров Б.В., Патрикеев А.П. Авто-матизация проектирования систем электроснабжения воздушных судов: мо-нография. М.: ИД Академия Жуковского, 2015. 116 с.

30

4 Берг В.Р., Бродников С.Н., Гуров А.А., Буланов Р.Н. Методы, мо-дели и технологии модернизации систем автономного электроснабжения ракетных комплексов / Монография под ред. Гурова А.А. М.: Изд. Центр АО «ГОКБ»Прожектор», 2015. 318 с.

5 Кудрин Б.И. Электроснабжение: учебник. М.: ИЦ «Академия», 2012. 352 с.

УДК 621.311

К.В. КАПЕЛЬКО Военная академия РВСН имени Петра Великого (г. Балашиха)

АНАЛИЗ ПРИМЕНЕНИЯ ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИХ

ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ НА МАГНИТНЫХ ПОДШИПНИКАХ

В ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ

Проведён анализ применения активных и пассивных магнитных под-шипников в электромеханических устройствах перспективных летательных аппаратов.

Работа магнитного подшипника (подвеса) основана на использовании левитации, создаваемой электрическими и магнитными полями, позволяю-щая без физического контакта осуществлять подвес вращающегося вала и его относительное вращение без трения и износа.

Существуют следующие электрические и магнитные подвесы в зави-симости от принципа действия: электростатические; на постоянных магни-тах пассивные (ПМП); активные магнитные (АМП); LC- резонансные; ин-дукционные; кондукционные; диамагнитные; сверхпроводящие; магнито-гидродинамические.

На рисунке 1 представлен традиционный шариковый подшипник ка-чения, радиальный и упорный АМП.

Рисунок 1 - Принципиальная схема типичной системы на основе активного

магнитного подшипника (АМП)

31

В настоящее время наибольшее применение получили активные маг-

нитные подшипники. Активный магнитный подшипник (АМП) - это управ-

ляемое мехатронное устройство, в котором стабилизация положения ротора

осуществляется силами магнитного притяжения, действующими на ротор

со стороны электромагнитов, ток в которых регулируется системой автома-

тического управления по сигналам датчиков перемещений ротора. Полный

неконтактный подвес ротора может быть осуществлен с помощью либо

двух радиальных и одного осевого АМП, либо двух конических АМП. По-

этому система магнитного подвеса ротора, включающая собственно магнит-

ные подшипники, встроенные в корпус машины и электронный блок управ-

ления, соединенный проводами с обмотками электромагнитов и датчиками.

В системе управления может использоваться как аналоговая, так и более со-

временная цифровая обработка сигналов.

На рисунке 2 представлены области применения АМП [1].

Рисунок 2 – Область применения АМП

В настоящее время активно начала развиваться технология замены

традиционных подшипников газотурбинных авиационных двигателей на

АМП, что позволяет расширить диапазон рабочих скоростей и температур

двигателя, не менять их конструкцию, производить более лёгкие, тихие и

эффективные двигатели, а также увеличить их грузоподъёмность.

В работе предложена схема полного магнитного подвеса ротора де-

тандер-компрессорного агрегата, которая позволяет сделать управляемой

только одну степень свободы ротора из пяти. Это достигается за счет при-

32

менения постоянных кольцевых магнитов с осевой намагниченностью в ра-

диальных магнитных подшипниках. Такой подход удешевляет конструк-

цию и снижает эксплуатационные затраты.

Таким образом, переход от традиционных подшипников скольжения

к магнитным опорам, безусловно, обладает целым рядом преимуществ,

главными из которых являются отказ от маслосистем и снижение потерь на

трение.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Поляков Н.Д., Стоцкая А.Д. Обзор способов практического при-

менения активных магнитных подшипников. М.: Научное приборострое-

ние, 2012, том 22, №4, С.5-18.

2 Мартыненко Г.Ю. Оптимальное проектирование радиальных пас-

сивных магнитных подшипников для ротора детандер-компрессорного аг-

регата. Х.: НТУ «ХПИ», 2011. 6 с.

УДК 621.313.629.73

А.Г. КАПУСТИН, А.А. САНЬКО УО Белорусская государственная академия авиации (г. Минск)

ОСОБЕННОСТИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ НЕЙРОННЫХ

СЕТЕЙ В СРЕДЕ MATLAB ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМАМИ

АВИОНИКИ Показано, что проектирование нейронных сетей (нейронных регуля-

торов) для решения задач управления авиационными системами целесооб-разно осуществлять поэтапно. На первом этапе производится идентифика-ция системы с учетом ограничений, возмущений, особенностей входных и соответствующих им выходных величин; разработка архитектуры нейрон-ной модели системы и настройка ее параметров, учитывая особенности ра-боты системы. На втором этапе осуществляется синтез архитектуры нейрон-ной сети для регулятора и требуемого закона управления системой путем вариации параметров сети регулятора, соединенной с моделью системы. Это делается для того, чтобы поведение объединенной сети (регулятор и объект управления) с заданной точностью соответствовало поведению эта-лонной модели. Затем необходимо нейронную модель регулятора преобра-зовать в программный (аппаратный) модуль так, чтобы модуль управлял ре-альным объектом с требуемой динамикой поведения. Таким образом, цель проектирования и настройки (обучения) нейронного регулятора управления объектом при действии возмущений так, чтобы динамика системы соответ-ствовала (с заданной точностью) поведению эталонной модели [1].

33

В современных условиях проектирование нейронных регуляторов, как правило, выполняют с помощью каких-либо инструментальных средств (например, системы MatLab с пакетом специальных программных средств NNT и системы имитационного моделирования Simulink) и др. [1].

По данному алгоритму был синтезирован нейрорегулятор напряжения авиационного синхронного генератора типа ГТ мощностью 60 кВА. Исполь-зовалась трехслойная нейронная сеть с прямым распространением сигнала и обратным распространением ошибки. Первый слой (входной) содержит три нейрона (значение текущего напряжения генератора, значение тока нагрузки и значение производной выходного напряжения генератора). Каж-дый нейрон отвечает за прием своего массива значений соответственно Вто-рой слой (промежуточный) содержит несколько десятков нейронов (сила связей между нейронами зависит от величины весовых коэффициентов сети). Этот слой обрабатывает выходную информацию первого слоя и пере-дает ее на вход третьего слоя, а также служит для обучения системы. Третий слой (выходной) имеет один нейрон (значение тока возбуждения генера-тора) и формирует управляющее воздействие на генератор. Нейронная сеть регулятора напряжения обучалась с использованием алгоритма Левенберга-Марквардта. В качестве критерия оптимальности использовалась средне-квадратическая ошибка модели на обучающей выборке [1].

Проведенное имитационное моделирование позволило определить эффективность системы регулирования напряжения синхронного генера-тора с интеллектуальным регулятором напряжения.

Анализ результатов моделирования позволил выявить следующее: при изменении нагрузок от 0 % до 160 % неучет демпферных конту-

ров и трансформаторных ЭДС в математической модели генератора влияет на протекание электромагнитных процессов лишь в момент изменения нагрузок − пределы допустимых значений ступенчатых характеристик си-стемы регулирования занижены на 5 – 8 % относительно эталонной модели [2];

обеспечивается минимально возможное время регулирования или длительности переходных процессов (до 0,55·10-3) при одновременном уменьшении диапазонов изменения ступенчатых характеристик системы в переходный период [2];

требуемой точности модели можно добиться изменением числа нейронов в слоях и объема обучающих последовательностей.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Медведев В.С., Потемкин В.Г. Нейронные сети. MATLAB 6 / Под

общ. ред. к.т.н. В.Г. Потемкина. М.: ДИАЛОГ-МИФИ, 2002. 496 с. 2 ГОСТ Р 54073-2010. Системы электроснабжения самолетов и верто-

летов. Общие требования и нормы качества электроэнергии. М.: Стандар-тинформ, 2011. 33 с.

34

УДК 623.735

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

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ПЕРСПЕКТИВНЫМ

СЭС ВС

Для обеспечения безопасности полетов ко всему бортовому электри-

фицированному оборудованию, в том числе к оборудованию систем элек-

троснабжения (СЭС), а именно к системам и установкам, производящим и

потребляющим электроэнергию, предъявляются следующие требования:

1. Электрифицированное оборудование, системы и установки должны

быть сконструированы таким образом, чтобы обеспечить надежное выпол-

нение ими намеченных функций во всех ожидаемых эксплуатационных

условиях.

2. Системы электроснабжения самолета и связанные с ними элементы,

рассматриваемые отдельно и в сочетании с другими системами, должны

быть спроектированы таким образом, чтобы:

1) вероятность возникновения любых отказных состояний, которые

могли бы воспрепятствовать безопасному продолжению полета или посадке

самолета, не превышала 10-9 (Р <10-9);

2) вероятность возникновения любых других отказных состояний, ко-

торые могли бы уменьшить способность самолета или возможность эки-

пажа справляться с неблагоприятными условиями эксплуатации, находи-

лась в пределах 10-5 – 10-9;

3. Источники энергии и система электроснабжения в целом должны

быть в состоянии обеспечить питанием:

1) приемники, подключенные к нормально функционирующей си-

стеме энергоснабжения;

2) приемники электроэнергии первой и второй категории после отказа

любого первичного или вторичного (вспомогательного, резервного или ава-

рийного) источника (генератора, преобразователя или аккумуляторной ба-

тареи);

3) приемники электроэнергии первой и второй категории после отказа

любого одного двигателя на самолетах с двумя двигателями или двух дви-

гателей на самолетах с тремя или большим числом двигателей;

4) приемники электроэнергии первой и второй категории после лю-

бого отказа или неисправности в любой одной системе энергоснабжения,

системе распределения или другом приемнике.

35

Приемники первой категории обеспечивают безопасное завершение

полета и посадки. При отказе основных источников электроэнергии элек-

тропитание этих приемников должно обеспечиваться от аварийных источ-

ников. Приемники второй категории обеспечивают выполнение полетного

задания и посадку. Прекращение электропитания приемников третьей кате-

гории не влияет на обеспечение выполнения безопасного полета от взлета

до посадки и выполнение полетного задания.

Система генерирования должна включать в себя источники электро-

энергии, основные силовые шины, передающие провода и кабели, а также

связанные с ними устройства управления, регулирования и защиты. Для вы-

полнения указанных выше требований в системах генерирования должно

быть реализовано следующее:

1. Требуемая мощность системы генерирования, количество и типы

источников электроэнергии должны определяться, исходя из анализа элек-

трических нагрузок, и удовлетворять максимальным нагрузкам, с учетом

возможных отказов в системе генерирования, на любом этапе полета.

2. Система генерирования должна быть спроектирована таким обра-

зом, чтобы:

1) источники электроэнергии надлежащим образом работали как неза-

висимо от других источников, так и в комбинации с ними;

2) отказ или неисправность любого источника электроэнергии не

могли создавать угрозу или ухудшение способности остальных источников

питать приемники первой и второй категории;

3) напряжение и частота (в системах переменного тока) могли поддер-

живаться в установленных для приемников расчетных пределах при любых

возможных условиях эксплуатации;

4) переходные процессы в системе, обусловленные переключениями,

отключением неисправных источников или другими причинами, не приво-

дили к отключению приемников первой и второй категории и не вызывали

появление дыма или опасности пожара;

5) предусматривались средства, показывающие соответствующим

членам экипажа параметры системы генерирования, важные для безопасной

работы системы, например, такие, как напряжение и сила тока каждого ге-

нератора, а также обеспечивающие индивидуальное отключение любого ис-

точника электроэнергии от системы вручную.

3. Если предусмотрено подключение к самолету внешних источников

электроэнергии, должны быть предусмотрены средства, гарантирующие не-

возможность питания системы электроснабжения самолета от внешних ис-

точников с обратной полярностью или с обратным чередованием фаз.

4. Самолет должен совершать безопасный полет в течение не менее 5

минут при отсутствии нормального электропитания, т.е. при использовании

только аварийных источников электроэнергии (аккумуляторных батарей).

36

Аварийные (альтернативные) источники электроэнергии для питания

приемников электроэнергии, необходимых для завершения полета и выпол-

нения безопасной посадки, должны устанавливаться и подключаться к рас-

пределительным устройствам независимо от основной системы генерирова-

ния. Аккумуляторные батареи должны иметь такую конструкцию и харак-

теристики, а также должны устанавливаться таким образом, чтобы обеспе-

чивалось требуемое качество электропитания приемников первой категории

при аварийной работе системы электроснабжения и выполнялись следую-

щие требования:

1) в течение любого режима заряда батареи в ее аккумуляторах

должны поддерживаться безопасные температура и давление. При подза-

рядке аккумуляторной батареи не должно происходить неуправляемого по-

вышения температуры в аккумуляторах батареи;

2) взрывоопасные или ядовитые газы, выделяемые аккумуляторной

батареей в процессе нормальной работы или в результате любой возможной

неисправности не должны скапливаться в опасных количествах. Вызываю-

щие коррозию жидкости или газы, которые могут выделяться из аккумуля-

торной батареи, не должны повреждать окружающие конструкции самолета

или расположенное рядом оборудование;

3) аккумуляторные батареи должны иметь конструктивные решения,

предотвращающие любое опасное воздействие на элементы конструкции

ВС, оборудование или системы, которое может быть вызвано максималь-

ным тепловыделением при коротком замыкании аккумуляторной батареи

или ее отдельных аккумуляторов.

Если в режиме запуска ВСУ в полете качество электроэнергии выхо-

дит за пределы, установленные нормативными документами для аварийной

работы, то в период запуска ВСУ должно быть обеспечено электропитание

системы запуска ВСУ и приемников электроэнергии первой категории от

раздельно работающих источников электроэнергии.

5. После совершения аварийной посадки (приводнения) система элек-

троснабжения должна обеспечивать электроэнергией те приемники элек-

троэнергии, которые должны работать после посадки (приводнении), если

они не имеют собственных автономных источников электроэнергии.

6. Электрическое оборудование, органы управления и бортовая сеть

должны устанавливаться таким образом, чтобы работа любого отдельно взя-

того блока или системы блоков не оказывала неблагоприятного влияния на

одновременно работающие любые другие электрические блоки или си-

стемы, важные для безопасности эксплуатации самолета.

7. Возникновение отказов или неисправностей в каких-либо приемни-

ках электроэнергии не должно приводить к прекращению электропитания

других приемников первой и второй категории.

37

8. Для сведения к минимуму неблагоприятных последствий для си-

стем электроснабжения и опасности для самолета в случае повреждения

электропроводки или серьезных неисправностей электросистемы или взаи-

мосвязанного с ней оборудования должна применяться аппаратура защиты.

Защитные и управляющие устройства в системе генерирования должны

обесточивать и отключать неисправные источники электроэнергии и обору-

дование, служащее для передачи энергии, от связанных с ним шин со ско-

ростью, обеспечивающей защиту от опасного перенапряжения и других не-

исправностей.

Системы распределения включают в себя распределительные шины,

связанные с ними питающие провода, а также управляющие и защитные

устройства.

Провода и кабели должны иметь нестирающуюся маркировку, груп-

пироваться, прокладываться и располагаться на определенном расстоянии

друг от друга таким образом, чтобы повреждение важных цепей было бы

сведено к минимуму в случае отказов в нагруженных силовых проводах,

быть сконструированы, изготовлены и установлены так, чтобы при корот-

ких замыканиях не возникла опасность пожара или появления дыма, а риск

механических повреждений и/или повреждений, вызванных жидкостями,

парами или источниками тепла, был минимальным.

Все провода системы распределения, соединенные с шинами распре-

делительных устройств, должны быть защищены автоматами защиты или

плавкими предохранителями от коротких замыканий и от недопустимых пе-

регрузок, если они могут иметь место в этих проводах. Допускается не уста-

навливать автоматы защиты в проводах длиной до одного метра внутри рас-

пределительных устройств при условии, что они не проходят через кон-

такты коммутационных аппаратов, электрических соединителей или другие

монтажные элементы. Все цепи питания приемников первой и второй кате-

гории должны иметь индивидуальную защиту.

Все устройства защиты сети с повторным включением должны быть

сконструированы таким образом, чтобы при возникновении перегрузки или

неисправности цепи, они разрывали цепь независимо от положения органа

управления.

Должно быть предусмотрено повторное включение автоматов защиты

сети или замена плавкого предохранителя в полете в цепях, обеспечиваю-

щих питание наиболее важных для безопасности полета систем и оборудо-

вания.

В то же время должна быть предусмотрена возможность оставлять

включенными компоненты электросистем в аварийных ситуациях, включая

возгорание жгута проводов или распределительного устройства, если неис-

38

правность не может привести к выходу из строя включенной и выключен-

ной части электросистемы, а включенные части электросистемы изолиро-

ваны от выключенных частей электрически и механически.

Кроме того, все электрооборудование должно быть выполнено и/или

смонтировано так, чтобы исключалась опасность поражения электрическим

током.

УДК 623.735

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

РЕЗУЛЬТАТЫ АНАЛИЗА СОСТОЯНИЯ И НАПРАВЛЕНИЙ

РАЗВИТИЯ СЭС ВС

На современных отечественных самолетах и вертолетах использу-

ются следующие первичные СЭС:

трехфазного переменного тока постоянной частоты (400 Гц) повы-

шенного напряжения Uл/Uф = 208/115 В;

постоянного тока низкого напряжения (27 В);

трехфазного переменного тока переменной частоты.

Во вторичных СЭС, кроме того, генерируется электроэнергия одно-

фазного переменного тока постоянной частоты (400 Гц) повышенного

напряжения (115 В) и трехфазного переменного тока постоянной частоты

(400 Гц) пониженного напряжения (36 В).

Достоинствами систем постоянного тока являются:

простой и экономичный непосредственный привод коллекторных и

бесколлекторных генераторов постоянного тока от маршевых двигателей;

использование генераторов постоянного тока в качестве стартеров

для запуска маршевых двигателей и двигателей ВСУ;

простая аварийная СЭС, где аккумуляторная батарея имеет те же па-

раметры электроэнергии, что и основная СЭС;

высокая эффективность электромеханизмов с двигателями постоян-

ного тока благодаря более высокому пусковому моменту и возможности

реализации простых и экономичных способов изменения частоты враще-

ния;

высокая безопасность обслуживания;

простота реализации параллельной работы генераторов;

простота аппаратуры регулирования, защиты и управления.

Системы электроснабжения переменного тока имеют следующие по-

ложительные качества:

39

меньшая удельная масса первичной (6–7,5 кг/кВА) и вторичной (20–

25 кг/кВА) СЭС переменного тока по сравнению с СЭС постоянного тока

(14–16 кг/кВА и 50 – 60 кг/кВА соответственно);

простота преобразования переменного тока в постоянный и перемен-

ный ток другого уровня напряжения;

более высокая надежность, чем в СЭС постоянного тока при работе

в высотных условиях;

отсутствие коррозии мест крепления проводников к корпусу.

К недостаткам следует отнести трудности получения постоянной ча-

стоты, более сложная организация параллельной работы, более сложные

системы передачи и распределения, более сложная аппаратура регулиро-

вания, защиты и управления.

Основные требования, предъявляемые к СЭС, являются такими же,

как и для всех систем авиационного оборудования: минимальная масса,

низкая стоимость и небольшие эксплуатационные расходы, высокая

надежность и живучесть, максимальная стандартизация и унификация,

электромагнитная совместимость с другим оборудованием, безопасность

обслуживания и др.

Для потребителей электроэнергии современных самолетов расходу-

ется суммарная мощность до 150...250 кВт. При выполнении концепции

полностью электрического самолёта потребляемая мощность возрастет

примерно до 300...450 кВт. Только радиолокационная станция может по-

треблять до 30 кВт непрерывной и до 120 кВт импульсной мощности.

Наиболее энергоёмкими потребителями являются:

противообледенительная система (обогрев винта, воздухозаборника,

входного направляющего аппарата, лобового стекла, кромки крыла и др.);

электродвигатели насосных станций гидравлической и топливной

систем, электроприводов в системах управления самолётом и механиза-

цией крыла, электровентиляторов в системах охлаждения оборудования;

радиоэлектронное оборудование, излучающее электромагнитную

энергию в пространство;

светотехническое и нагревательное оборудование;

другие системы управления общесамолётным оборудованием.

Анализ тенденции развития СЭС ВС, в том числе отечественных и за-

рубежных самолетов и вертолетов показывает, что основными типами СЭС

на ЛА в ближайшем будущем по-прежнему останутся системы трёхфазного

переменного тока 200/115 В, 400 Гц. Источниками электрической энергии в

таких системах будут бесконтактные синхронные генераторы, объединен-

ные в одной конструкции с гидромеханическими приводами постоянной ча-

стоты вращения. В отличие от используемых в настоящее время ИПГ новые

привод-генераторы будут работать на топливе, используемом в двигателе

ЛА. Последние достижения в области электромашиностроения и силовой

40

полупроводниковой электроники делают перспективным создание электро-

машинных агрегатов для стабилизации частоты переменного тока, а также

широкое применение систем ПСПЧ.

Дальнейшее развитие авиационных СЭС будет связано с ростом энер-

гопотребностей борта, обусловленных:

- возможной реализацией концепции самолёта с полностью электри-

фицированным оборудованием;

- появлением гиперзвуковых ЛА с энергоёмким оборудованием (руле-

выми приводами, мощными приводами топливных насосов и др.). В таких

ЛА в зависимости от скорости полёта привод генераторов может обеспечи-

ваться воздушной турбиной (при работе прямоточного воздушно-реактив-

ного двигателя в диапазоне скоростей М = 6...10) или ВСУ;

- разработкой новых видов оружия на новых физических принципах.

Анализ состава потребителей электроэнергии перспективных ЛА поз-

воляет сделать вывод о том, что система электроснабжения должна обеспе-

чивать следующие виды напряжения:

- постоянного тока 270 В для питания электроприводных устройств и

системы запуска силовой установки;

- переменного тока 200/115 В частотой 400 Гц для питания большей

части авиационного и радиоэлектронного оборудования;

- постоянного тока 27 В для энергообеспечения традиционных потре-

бителей, которых целесообразно переводить на питание переменным током

или постоянным током повышенного напряжения. При этом для части мощ-

ных потребителей (системы отопления, освещения, противообледенитель-

ные системы и т.п.) целесообразно использование напряжения переменного

тока плавающей частоты.

Наиболее полно в системе 270 В нуждаются электромеханические

приводы и электронные системы управления.

В качестве преимуществ СЭС постоянного тока повышенного напря-

жения над традиционными системами переменного тока отмечают:

- снижение общей массы СЭС на 25 %;

- снижение массы электронных (цифровых) устройств контроля и

управления на 40 %;

- улучшение качества электроэнергии (в частности на переходных ре-

жимах);

- повышение КПД системы на 15 %;

- исключение перерывов в питании;

- отсутствие ограничений по частоте вращения генератора;

- простоту обеспечения параллельной работы генераторов;

- повышенный уровень безопасности экипажа и обслуживающего пер-

сонала.

41

В качестве альтернативы системе 270 В может рассматриваться си-

стема электроснабжения переменного тока плавающей частоты, при этом в

качестве преимуществ отмечается возможность использования некондици-

онной электроэнергии для питания системы противообледенения, отопле-

ния, освещения, некоторых бытовых нагрузок и асинхронных электродви-

гателей для привода насосов.

Обеспечение заданной надежности и безопасности полёта с одновре-

менным разрешением проблемы согласования характеристик источников и

приемников электроэнергии перспективных самолетов требует, чтобы их

СЭС выполнялись многоканальными с определенной избыточностью мощ-

ности, с независимым функционированием каналов и наличием резервного

канала достаточной мощности. При этом должны быть использованы:

структуры систем генерирования и первичных систем распределения

электроэнергии, способных к гибкой реконфигурации;

цифровые системы управления СЭС с бортовыми микропроцессорами

и мультиплексной передачей информации.

УДК 621.313

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

КОНЦЕПЦИЯ РАЗВИТИЯ СИНХРОННОЙ СВЯЗИ В АВИАЦИИ

В технике часто встречается задача синхронизации движения осей

механизмов, находящихся на значительном расстоянии друг от друга и не

связанных между собой механически. Эта задача может быть решена без

использования датчиков положения, тахогенераторов и устройств

управления с помощью системы электрической синхронной связи.

Синхронной связью называется электрическая связь, обеспечивающая

одновременное одинаковое вращение двух или нескольких не связанных

механизмов относительно осей, произвольным образом расположенных в

пространстве.

Существуют два технических термина, которыми обозначают

системы синхронной связи: система «электрического вала» или система

синхронного вращения и система «передачи угла» или система поворота.

Системы «электрического вала» обычно используются там, где требуется

создать синхронное движение механизмов, имеющих значительные

моменты сопротивления. Они реализуются с помощью обычных

электрических машин, чаще всего трёхфазных асинхронных двигателей с

фазным ротором.

42

Недостатками являются:

- невысокая точность синхронизации, особенно когда на валу сель-

сина-приёмника действует существенный механический момент. Поэтому

применяют следящие электромеханические связи – приёмный вал враща-

ется вспомогательным электродвигателем, включенным в контур авторегу-

лирования, причём в этом случае сельсин приемник является датчиком угла

рассогласования поворотов ведущего и ведомого валов.

- другой недостаток сельсинов – относительно невысокая точность пе-

редачи угла, обусловленная погрешностями изготовления магнитопровода

сельсина. Для повышения точности применяют пару сельсинов - «грубый»

и «точный» (последний установлен через редуктор и за один оборот основ-

ного вала делает несколько оборотов). Если сигнал с грубого сельсина сла-

бее некоторого порога, автоматика передаёт в линию связи сигнал с точного

сельсина.

- не имеющий нагрузочного момента ротор сельсина колеблется с ча-

стотой питающего переменного тока, поэтому для подавления этих колеба-

ний приходится использовать механические демпферы.

Для увеличения точности передачи угла в современных устройствах

сельсины всё чаще заменяются энкодерами (преобразователь угловых пере-

мещений) – это электронное устройство, позволяющее с необходимой точ-

ностью измерить различные параметры вращения какой-либо детали, как

правило, вала электродвигателя или редуктора.

Измеряемыми параметрами могут быть: скорость вращения, угловое

положение по отношению к нулевой метке, направление вращения. Факти-

чески энкодер является датчиком обратной связи, на выходе которого циф-

ровой сигнал меняется в зависимости от угла поворота. Этот сигнал обраба-

тывается и далее подается на устройство индикации или на привод.

Энкодеры широко применяются в промышленном оборудовании в си-

туациях, когда необходима точная информация об объекте, который враща-

ется или перемещается. Энкодер позволяет цифровым способом узнать точ-

ную позицию детали или угол её поворота.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

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

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

43

УДК 681.58

В.В. ЛИХОШЕРСТ ФГБОУ ВО «Тульский государственный университет» (г. Тула)

ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОДХОД К ПОСТРОЕНИЮ

ИМИТАЦИОННОЙ МОДЕЛИ СЛЕДЯЩЕГО

ЭЛЕКТРОПРИВОДА

Потребность в построении имитационной модели электротехниче-

ской системы может возникать не только на стадии проектирования (разра-

ботки), но в случаях проведения модернизации системы или внедрения су-

ществующей системы в состав комплекса. При этом к разрабатываемой мо-

дели предъявляются требования, зачастую более жесткие, чем для модели

на стадии проектирования. К подобным специфическим требованиям отно-

сятся:

– соответствие результатов моделирования и экспериментального ис-

следования по амплитудным и временным параметрам с минимальными по-

грешностями;

– воспроизведение всех режимов работы системы в рамках одной мо-

дели;

– удобство использования модели специалистом, имеющим общее

представление о принципах функционирования системы.

Данные требования, при условии исследования сложной системы,

например, имеющей в своем составе как аналоговые, так и цифровые дат-

чики, и контуры обратных связей, требуют выработки определенного под-

хода к построению имитационной модели. На основании опыта проведения

работ по построению имитационных моделей для разработанных и успешно

эксплуатируемых систем выработана следующая последовательность ра-

бот:

1. Общий анализ системы с выявлением принципов работы отдельных

узлов и их функционального назначения;

2. Выбор и согласование инструментария для реализации имитацион-

ной модели;

3. Установление и согласование перечня входных и выходных пара-

метров имитационной модели системы, их размерностей и вида представле-

ния (аналоговый, цифровой);

4. Определение перечня режимов работы системы и их реализации в

составе имитационной модели;

44

5. Декомпозиция системы на функциональные блоки, определение

вектора входных и выходных переменных каждого из блоков. Выделение,

при наличии, аналоговых и цифровых блоков;

6. Детальный анализ механических узлов системы для определения их

параметров и установления кинематических соотношений;

7. Детальный анализ электрической схемы системы с целью установ-

ления: коэффициентов передачи, наличия и параметров времязапаздываю-

щих цепей на пути формирования сигнала;

8. Детальный анализ алгоритмов и циклограммы функционирования

цифровых блоков системы.

9. Непосредственная разработка имитационной модели и ее верифи-

кация.

Итогом работы является базовая имитационная модель, адекватно

описывающая работу системы и пригодная для использования при проведе-

нии работ по модернизации системы или рассмотрению системы в составе

комплекса. В дополнение к базовой, разрабатываются так называемые вери-

фикационные модели, построенные на основе базовой, но позволяющие

проводить сопоставимый анализ результатов экспериментальных исследо-

ваний и моделирования в различных режимах функционирования.

В качестве примера рассмотрим имитационную модель следящего

электропривода со следующими характеристиками: число осей стабилиза-

ции и управления – две; реализация контура стабилизации – аналоговый

контур с гибкой обратной связью; реализация контура управления – цифро-

вой контур с периодом дискретизации не менее 10 мс; тип привода – непо-

средственный на базе датчика момента для одной оси, редукторный с коэф-

фициентом 1:2 для другой оси на базе ленточной передачи и датчика мо-

мента.

Итоговая имитационная модель реализована в среде Matlab/Simulink

и состоит из следующих взаимосвязанных подсистем: задания величин ме-

ханической части привода (массы и моменты инерции подвижных элемен-

тов); задания величин электромеханической части (параметры электродви-

гателей, коэффициенты передачи контуров управления и датчиков первич-

ной информации); определения параметров возмущения (характер и вели-

чины движения основания привода и объекта сопровождения); подсистема

реализации кинематики движения привода (по каждой оси с учетом уравне-

ний связи); подсистема реализации цифрового контра управления (с учетом

ЦАП-АЦП преобразования, реализацией режимов работы привода, циклич-

ности обновления информации); подсистемы и блоки аналоговой части

(датчики первичной информации, аналоговые фильтры, времязапаздываю-

щие цепи); выходных величин (содержит блоки отображения/сохранения

45

всех оговоренных выходных величин модели с требуемыми коэффициен-

тами передачи и размерностями).

Использование маскированных подсистем позволяет предоставить

оператору модели удобный интерфейс ввода параметров модели, и тем са-

мым исключить необходимость досконального понимания модели и знания

всех мест ввода величин в модели. Построение цифровых блоков на базе

подсистем непосредственно реализующих программный код позволяет из-

бежать не точности алгоритмической реализации. Использование подси-

стемы формирования выходных параметров упрощает процесс анализа, так

как все выходные величины сосредоточены в единой подсистеме, а не рас-

пределены по всей структуре имитационной модели.

Проведенная верификация имитационной модели следящего привода,

построенной на основе изложенного подхода, при различных режимах ра-

боты, позволила добиться следующих величин: амплитудная погрешность

экспериментальных данных и моделирования не более 3-5% во всех режи-

мах; погрешность синхронизации (временное несоответствие) менее одного

периода дискретизации.

УДК 621.313.3; 004.942

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

ПРИМЕНЕНИЕ СРЕДЫ SIMULINK ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ

АЛГОРИТМА РАБОТЫ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

ПОСТОЯННОГО ТОКА САМОЛЕТА СУ-30СМ ПРИ ОТКАЗАХ

ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ

Одними из важных задач, которые решает инженер по эксплуатации

электрифицированных систем боевых летательных аппаратов, являются

анализ причин возникновения отказов и неисправностей бортовых систем

электроснабжения (СЭС), выработка предложений по изменению конфигу-

рации СЭС или параметров элементов этой системы с целью повышения ка-

чества электроэнергии и уменьшения вероятности возникновения этих от-

казов.

Для углубленного изучения процессов происходящих при функцио-

нировании СЭС, алгоритмов функционирования ее элементов при различ-

ных аварийных ситуациях целесообразно применять методы имитацион-

ного моделирования. Одной из программ, которую можно применить для

реализации модели СЭС и реализовать различные алгоритмы ее работы без

46

значительных эксплуатационных и финансовых затрат, является среда ви-

зуального имитационного моделирования Simulink [1].

В статье приводится разработанная в среде Simulink имитационная

модель функционирования СЭС постоянного тока самолета Су-30СМ, кото-

рая приведена в [2].

Возможности среды моделирования Simulink позволили разработать

интерактивный интерфейс пользователя в виде панели визуализации и

управления, которая приведена на рисунке 1.

Рисунок 1 – Информационное поле панели визуализации и управления

Имитационная модель и панель управления позволяют реализовать

аварийные режимы работы СЭС постоянного тока при отказах одного, двух

и трех выпрямительных устройств.

Структура имитационной модели и принципы ее функционирования

максимально приближены, с рядом допущений и оговорок, к работе реаль-

ной СЭС постоянного тока самолета Су-30СМ, техническое описание кото-

рой приведено в [3].

Имитационная модель и панель управления позволяют реализовать

аварийные режимы работы СЭС постоянного тока при отказах одного, двух

и трех выпрямительных устройств.

Структура имитационной модели и принципы ее функционирования

максимально приближены, с рядом допущений и оговорок, к работе реаль-

ной СЭС постоянного тока самолета Су-30СМ, техническое описание кото-

рой приведено в [3].

Работа каждого из трех выпрямительного устройства ВУ-6Б регули-

руется тумблерами, у которых положение «On» соответствует включенному

состоянию выпрямительного устройства ВУ-6Б, а положение «Off» – от-

ключенному состоянию, т.е. отказавшему. Индикация работы каждого вы-

47

прямительного устройства ВУ-6Б реализована световой индикацией, распо-

ложенной слева от каждого тумблера. Включенное состояние выпрямитель-

ного устройства ВУ-6Б соответствует зеленому цвету, отключенное состоя-

ние – красному.

Индикация уровня напряжения постоянного тока левой или правой

бортовой СЭС в рассматриваемой системе электроснабжения производится

индикатором «Вольтметр постоянного тока», имитирующим реальный при-

бор вольтметр В-1, расположенный в кабине экипажа. На данном индика-

торе может отображаться значение напряжения как левого, так и правого

бортов самолета. Циферблат вольтметра имеет две выделенных области, ко-

торые соответствуют показателям качества электроэнергии для постоян-

ного напряжения 27 В: при нормальной работе СЭС постоянного тока

напряжение должно быть в диапазоне от 24 В до 29,4 В, при аварийной ра-

боте – от 18 В до 29,4 В. Переключение вывода значения напряжение на

индикатор между левым и правым бортами осуществляется галетным пере-

ключателем, у которого положение «Откл.» соответствует отключенному

состоянию вольтметра, положение «V ЛЕВ. БОРТ» – отображению напря-

жения СЭС левого борта и положение «V ПРАВ. БОРТ» – отображению

напряжения СЭС правого борта.

Индикация отказа выпрямительных устройств ВУ-6Б выполнена в

виде трех световых индикаторов: «Индикация отказа одного выпрямителя»,

«Индикация отказа двух выпрямителей» и «Индикация отказа трех выпря-

мителей». Зеленый цвет индикатора соответствует включенному состоянию

выпрямительных устройств, а красный цвет – отказу какого-либо из них.

Представленная имитационная модель позволяет реализовать нор-

мальный 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 соответ-

ствует структурной схеме СЭС самолета Су-30СМ, начиная от источника

электроэнергии, заканчивая различного рода приемниками электроэнергии.

Полученный опыт разработки можно использовать для разработки

различных имитационных моделей различной степени сложности для ис-

следования СЭС самолетов различных типов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

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

2008. 784 с.

2 Бочаров, А.С. Имитационное моделирование функционирования

электрифицированных систем самолетов в среде Simulink / А.С. Бочаров,

48

И.В. Шаров, А.А. Шипилов // Оптимизация и моделирование в автоматизи-

рованных системах: труды международной молодежной научной школы.

Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2018. С. 184–187.

3 Руководство по технической эксплуатации самолета Су-30СМ. Си-

стема электроснабжения (S2-R/AMP-24-P), 2012. 742 с.

УДК 621.311

А.Г. НЕПЕЙПИЕВ, С.А. ЛЫЧАГОВ, А.В. ЛУЧИН Филиал военной академии РВСН им. Петра Великого (г. Серпухов)

ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДИЗЕЛЬ-

ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО АГРЕГАТА С ПЕРЕМЕННОЙ

СКОРОСТЬЮ ВРАЩЕНИЯ ВАЛА В УСЛОВИЯХ

КУСОЧНО-ПОСТОЯННОЙ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ

Возможным направлением совершенствования ДЭА с целью

снижения удельного расхода топлива и повышения ПКЭ является, перевод

приводного двигателя на переменную скорость вращения. При этом, в

качестве звена обеспечивающего лучшие ПКЭ, используют статические

преобразователи, что требует проведения дополнительных научных

исследований.

Существующие имитационные модели, как разновидности

математических моделей, имеют недостатки, вытекающие из анализа

существующих схемотехнических решений. Так, в работах [1, 2 и др.], не

исследованы регуляторы скорости вращения вала с параллельной

коррекцией учитывающие измеримость возмущения, не рассматривались

синхронные генераторы с комбинированным возбуждением (от постоянных

магнитов и электромагнитов), а также звенья, исключающие

преобразователь частоты.

В результате проделанной работы, получены новые структурные

схемы дизель-электрического агрегата и математические зависимости

учитывающие вышеуказанные недостатки, которые реализованы в среде

Simulink c использованием имеющихся, известных из [3], и вновь

полученных зависимостей.

Разработанная на их основе имитационная модель, позволила:

исследовать схему дизель-электрического агрегата с переменной скорость

вращения вала, при использовании ПИ-регулятора и оптимального

двухрежимного регулятора, реализовать принцип комбинированного

возбуждения, проанализировать изменение напряжений на выходе

49

генератора и инвертора, а так же регулятора системы возбуждения и в свою

очередь, сделать вывод о целесообразности дальнейших исследований в

данном направлении.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Самоявчев И.С. Электростанции автономных объектов на базе

дизель-генераторных установок переменной частоты вращения.: диссертация

кандидата технических наук / И.С. Самоявчев. Н.Новгород, 2014. 140 с.

2 Завалишин В.В. Улучшение эксплуатационных характеристик

дизельной электростанции при работе на изменяющуюся нагрузку.:

диссертация кандидата технических наук/В.В. Завалишин. Саратов, 2010. 123 с.

3 Герман-Галкин. С.Г. Matlab & Simulink. Проектирование

мехатронных систем на ПК/ С.Г. Герман-Галкин СПб.: КОРОНА-Век, 2008.

468 с.

УДК 623.451.4

А.Ю. НЕПОМИЛУЕВ, В.Е.ГРЕЦОВ, И.Н.РУХЛЯДЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ВЛИЯНИЕ ОТКАЗОВ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ НА

БЕЗОПАСНОСТЬ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Опыт эксплуатации воздушных судов, анализ отказов электрообору-

дование свидетельствуют о надежной работе элементов систем электро-

снабжения и электрооборудования. Но, несмотря на надежность систем,

можно говорить о наличии немалого количества отказов электрооборудова-

ния. Большая часть материала сборников трудов «Общества независимых

расследований авиационных происшествий» посвящена авиационным про-

исшествиям и инцидентам, связанным с отказами систем электроснабжения

и электрооборудования.

Проведя анализ причин отказов электрооборудования, можно выде-

лить ряд причин их возникновения. В качестве причин можно указать:

1 Большие сроки эксплуатации авиационной техники, продление ре-

сурса, конструктивные особенности отдельных блоков электрооборудова-

ния. Длительные сроки эксплуатации приводят к ухудшению технического

состояния агрегатов и блоков системы генерирования и распределения элек-

троэнергии;

50

2 Проведение модернизации авиационного радиоэлектронного обору-

дования без учета требований по электромагнитной совместимости и мощ-

ности потребляемой электроэнергии;

3 Построение блоков электрооборудования и радиоэлектронного обо-

рудования на новых принципах управления и обмена информацией, осно-

ванных на цифровых технологиях. Уровень подготовки специалистов инже-

нерно-авиационных служб и применяемая контрольно-измерительная аппа-

ратура не в полной мере обеспечивают должное качество эксплуатации циф-

ровых систем;

4 Нарушения и отступление от технологии сборки агрегатов и блоков

электрооборудования на предприятиях-изготовителях.

В качестве подтверждения указанных выше причин можно рассмот-

реть материалы расследований различных авиационных инцидентов и авиа-

ционных происшествий. Из материалов видно, что в полете единичные от-

казы элементов системы электроснабжения, так и всей системы электро-

снабжения, могут иметь крайне тяжелые последствия. Полное обесточива-

ние оказывает такое сильное психологическое воздействие на экипаж, что

его последующие действия практически непредсказуемы из-за отсутствия

теоретических знаний поведения воздушного судна и практических навы-

ков по предупреждению развития аварийной ситуации [1].

Материалы расследований показывают, что решающее значение в без-

аварийной эксплуатации электрооборудования играет подготовка летного и

инженерно-технического состава. При подготовке специалистов авиацион-

ного оборудования необходимо доводить и обобщать информацию, полу-

ченную при проведении расследований авиационных инцидентов, связан-

ных с электрооборудование воздушных судов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Мусин С.М. Методы исследования системы электроснабжения воз-

душного судна при определении причин ее отказов. Труды общества неза-

висимых расследований авиационных происшествий (Выпуск № 17).

Москва 2005. С. 103-111

2 Шанявский А.А., Ходырев С.П. Причины нарушения функциони-

рования электрических систем ВС при повторно-статическом и малоцик-

ловом нагружении. Труды общества независимых расследований авиаци-

онных происшествий (Выпуск № 18). Москва 2006. С.113-122

51

УДК 623.735

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

РЕЗУЛЬТАТЫ АНАЛИЗА СОСТОЯНИЯ И НАПРАВЛЕНИЙ

РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМ ЗАЖИГАНИЯ

Эволюция систем зажигания тесно связана с развитием двигателе-

строения. В настоящее время совершенствование авиационных двигателей

и возрастающие требования к пусковым характеристикам камер сгорания,

связанные с устойчивой тенденцией роста скоростей и высот полёта, повы-

шением температуры в зоне работы свечей зажигания, предопределило уже-

сточение требований к системам зажигания. Основные требования предъяв-

ляются к показателям энергетической эффективности, износостойкости эле-

ментов, стабильности выходных параметров, а также к массогабаритным

показателям.

В связи с этим, современные емкостные системы зажигания выполня-

ются со стабилизацией выходных параметров, достигаемой за счёт исполь-

зования электронных схем управления высоковольтными трёхэлектрод-

ными разрядниками. Создание систем зажигания с повышенной стабильно-

стью выходных параметров является одной из основных тенденций разви-

тия как отечественных, так и зарубежных емкостных систем зажигания. По-

мимо надежного воспламенения топливовоздушной смеси в камерах сгора-

ния и пусковых воспламенителях ГТД, это позволяет уменьшить массу и

габариты агрегатов зажигания.

На зарубежных ГТД емкостные системы зажигания используются не

только как пусковые, но и как «дежурное зажигание». Дежурные системы

зажигания применяют для предотвращения срыва пламени в камерах сгора-

ния при полёте в сложных условиях.

Наиболее перспективными считаются емкостные системы зажигания

апериодического (однополярного) разряда. Такие системы зажигания ши-

роко применяются на многих зарубежных газотурбинных двигателях как

обладающие повышенными энергетической эффективностью, воспламеня-

ющей способностью и ресурсом. В этих системах зажигания апериодиче-

ский разряд обусловлен не определенным сочетанием параметров R, L и С,

как в классической схеме емкостной системы зажигания, а искусственно со-

здается в схеме с большой индуктивностью разрядной цепи благодаря под-

ключению дополнительного элемента - высоковольтного диода, шунтирую-

щего катушку индуктивности и свечу зажигания.

При этом, во-первых, снижаются потери энергии накопительного кон-

денсатора, соответственно этому повышается коэффициент использования

52

энергии конденсатора за счет исключения из цепи разряда, начиная с опре-

деленного момента, накопительного конденсатора и разрядника. Во-вто-

рых, в результате того, что разрядный ток, а, следовательно, и электродина-

мическая сила, действующая на канал разряда, не меняют знака, выброс

плазмы разряда относительно рабочего торца свечи возрастает, при. этом

надежность воспламенения смеси увеличивается. В-третьих, при апериоди-

ческом разрядном процессе повышается срок службы накопительного кон-

денсатора, так как напряжение на конденсаторе не меняет знака.

Тем не менее, следует отметить, что традиционные методы повыше-

ния эффективности систем зажигания практически исчерпаны. Актуален

поиск новых возможностей совершенствования систем зажигания.

Кроме указанных выше систем зажигания, в двигателях различного

назначения могут использоваться другие электрические системы зажига-

ния, такие, как плазменные, лазерные, пьезоэлектрические.

Плазменные системы зажигания, подразделяются на собственно плаз-

менные, плазмохимические, импульсные плазменные:

- собственно плазменная система зажигания - генератор плазменной

струи постоянного или переменного тока, воспламеняющей горючую смесь.

Такая система зажигания может быть эффективной при необходимости

обеспечения запусков ГТД без кислородной подпитки, при необходимости

расширения пусковых характеристик камер сгорания в сложных условиях

эксплуатации;

- плазмохимические системы зажигания содержат дополнительную

конструкцию – предкамеру, в которую подается топливо, например, керо-

син. Плазменная струя совместно с горящим керосином поступает в камеру

сгорания. В плазмохимических системах зажигания в качестве плазмообра-

зующего вещества может использоваться газ, например, водород, азот, про-

текающий через специальную полость в свече и нагреваемый электриче-

ским током до очень высокой температуры;

- импульсные плазменные системы зажигания, по существу представ-

ляющие собой емкостные системы зажигания. Отличие от традиционных

систем зажигания состоит в том, что свеча зажигания устанавливается в спе-

циальном кожухе, предохраняющем контакт топлива со свечой. Плазма

каждого разрядного импульса в свече поступает в камеру сгорания через от-

верстие в кожухе. К недостаткам базовой схемы импульсно-плазменной си-

стемы зажигания следует отнести сравнительно невысокий коэффициент

использования энергии высоковольтного накопительного конденсатора.

Это связано с тем, что после пробоя свечи зажигания ток разряда высоко-

вольтного накопительного конденсатора имеет колебательный характер,

при этом после каждого очередного изменения полярности напряжения на

обкладках конденсатора разрядный ток может замыкаться через цепи заряда

53

обоих накопительных конденсаторов, когда первый и второй выпрямители

не препятствуют этому процессу.

В целях повышения надежности искрообразования и увеличения вос-

пламеняющей способности, системы зажигания могут выполняться двухка-

нальными, в том числе, с синхронизацией разрядов в свечах и компенсацией

отказа одной из свечей путём увеличения энергии разряда в другой. Син-

хронизация разрядов актуальна в случае, когда рабочие торцы свечей в пус-

ковом воспламенителе расположены близко друг к другу. При этом созда-

ется удвоенное ядро пламени при воспламенении, что позволяет суще-

ственно повысить воспламеняющую способность системы зажигания.

К разновидности плазменных систем зажигания может быть отнесена

лазерная система зажигания, в которой плазма генерируется фокусирова-

нием лазерных лучей в любой точке камеры сгорания в зависимости от

настройки оптической системы.

Пьезоэлектрические системы зажигания из-за малой мощности могут

найти применение для воспламенения высокоэффективных газообразных

топлив, например, в малоразмерных жидкостных ракетных двигателях.

Кроме электрических систем зажигания, в двигателях различного

назначения могут применяться системы зажигания, основанные на других

способах воспламенения горючей смеси. К таким способам относятся:

– зажигание пламенем – осуществляется посредством горящего газа,

поступающего в камеру сгорания; в этом случае рабочее топливо воспламе-

няется с помощью пускового факела, образующегося в результате предва-

рительного воспламенения пускового топлива. Этот способ воспламенения

используется при косвенном розжиге смеси с помощью пусковых воспламе-

нителей. К данному способу относится и воспламенение с помощью "огне-

вой дорожки", применяемое в форсажных камерах сгорания ГТД; при этом

распыленное пусковое топливо воспламеняется за счет высокой темпера-

туры продуктов сгорания в турбине, образуя мощный факел, поджигающий

основное топливо в форсажной камере;

– зажигание путем самовоспламенения распыленного топлива, впрыс-

нутого в конце такта сжигания, когда воздух в результате сжатия нагрет до

достаточно высокой температуры;

– зажигание при помощи легковоспламеняющихся химических ве-

ществ, впрыскиваемых в камеру сгорания;

– пиротехническое зажигание, осуществляемое с помощью специаль-

ного воспламенительного состава, который, в свою очередь, поджигается с

помощью электрозапала. Этот способ зажигания широко применяется в

жидкостных ракетных двигателях;

– каталитическое зажигание – зажигание, происходящее при контакте

топливной смеси с катализатором; этот способ зажигания применяется для

54

воспламенения смеси в форсажных камерах некоторых ГТД, в качестве ка-

талитического элемента используется специальная конструкция, например,

из сплава платины и родия.

УДК 623.74

А.А. САНЬКО, Д.А.СМОЛЬСКИЙ УО «Белорусская государственная академия авиации» (г. Минск)

КОНТРОЛЬНО-ПРОВЕРОЧНАЯ АППАРАТУРА ДЛЯ КОНТРОЛЯ

РАБОТОСПОСОБНОСТИ БЛОКА РЕГУЛИРОВАНИЯ ЗАЩИТЫ

И УПРАВЛЕНИЯ ТИПА БРЗУ-115

Анализ показателей эксплуатационной надежности для системы элек-

троснабжения воздушных судов типа Ил и Ту гражданской авиации России

и государственной авиации Республики Беларусь показал, что за последние

15 лет, произошёл рост количества зафиксированных отказов блоков БРЗУ

115 (более 40 % от всех элементов системы электроснабжения переменного

тока).

Из результатов проведенных исследований видно, что резкий скачок

количества отказов приходится на 2006 г [1]. Увеличились отказы покупных

элементов. При анализе ведомостей технических актов исследования блоков

на предприятии-изготовителе (ремонтном предприятии) выяснилось, что

преобладают отказы диодов, диодных сборок и микросхем, т.е. их качество

заметно ухудшилось, предприятия изготовители, начали широко использо-

вать зарубежные комплектующие, не всегда высокого качества [1]. Таким об-

разом, тема представленной работы, является актуальной.

Для “штатной” диагностики блока БРЗУ-115 ВО сер.1 (далее – блок),

требуется запуск авиационных двигателей на воздушном судне (далее –

ВС), что требует значительных материальных затрат. В представленной ра-

боте предлагается КПА, которое позволяет проводить диагностику блока

путем снятия его с ВС и размещения в специальной лаборатории, например

в ТЭЧ.

В предлагаемой КПА, в качестве основного элемента используется

внешний статический цифровой преобразователь напряжения и частоты

(инвертер), управляемый микроконтроллером типа STM 32. Инвертер под

управлением микроконтроллера, преобразует напряжение постоянного тока

27 В, в переменное напряжение уровня 30 В с частотой 800 Гц и 115 В с

частотой 400 Гц. Указанные сигналы используются для имитации выходных

напряжений, поступающих от генератора переменного тока типа

ГТ30НЖЧ12 установленного на борту ВС. Пользователь изменяя на КПА:

55

частоту переменного тока от 385 до 480 Гц и напряжение от 110 до 150 В,

имитируя на КПА разовые управляющие сигналы поступающие от систем

ВС на блок, моделирует различные неисправности генератора и проверяет

логику работы блока.

В разработанном цифровом преобразователе частоты использован ин-

теллектуальный силовой модуль компании International Rectifier, а именно

IRAMS10UP60B [2, 3]. Выбор типа силового модуля обусловлен наличием

в своем составе встроенного драйвера управления с поддержкой 6 ШИМ ка-

налов для управления верхним и нижним плечом транзисторов типа IGBT.

Транзистор IGBT представляет собой комбинацию полевого и двух бипо-

лярных транзисторов. Благодаря наличию на входе полевого транзистора,

он имеет незначительную энергию управления, а биполярные транзисторы

обеспечивают малые потери в цепи коллектор – эмиттер [2, 3]. Благодаря

применению транзисторов типа IGBT, существенно упростилась структура

построения частотного преобразователя, что позволило улучшить техниче-

ские характеристики разрабатываемой КПА блоков типа БРЗУ.

Разработанный цифровой преобразователь частоты позволил создать

КПА с низкими удельными показателями по весу, объему и удешевить ме-

тодику контроля блоков типа БРЗУ-115 ВО сер.1, сер. 2 и сер.3 с использо-

ванием параметрического контроля.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Научный вестник МГТУ ГА, № 189 (3). Гончаров А.В., Логвин А.И.

Поддержания заданного уровня эксплуатационной надежности авиацион-

ного электрооборудования, 2013 г.

2 Джюджи Л., Плиле Б. Силовые полупроводниковые преобразова-

тели частоты: пер.с англ. М.: Энергоатомиздат, 1983, 400 с.;

3 Богданов Н.Н. Сетевые преобразователи. М.:Изд-во МЭИ, 1990, 316 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)

КОНЦЕПЦИЯ УНИФИКАЦИИ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ

КОМПЛЕКСОВ

Основная идея унификации, отличающая предлагаемый вариант от дру-

гих, состоит в снятии всех ограничений в применении источников первичной

56

и вторичной энергии на входе энергомодуля, рассматриваемого в качестве многофункционального преобразователя и в обязательном наличии требуе-мого для обеспечиваемого объекта любого вида энергии на его выходе. При этом принципы построения, функционирования и управления должны оста-ваться неизменными. Аппаратурная реализация всех компонентов энергомо-дуля должна быть выполнена на унифицированной элементной базе.

В настоящее время, в широкой постановке задачи, известны значитель-ные многообразия стационарных, передвижных и подвижных энергомодулей, имеющих в своем составе в качестве первичных источников энергии: либо топливо, преобразуемое двигателями внутреннего сгорания (поршневыми или реактивными), либо топливо электрохимических преобразователей, либо, так называемые – нетрадиционные источники энергии, которые на сегодняшний день находят большее применение в энергосистемах общего назначения с по-следующим преобразованием.

В общий перечень здесь также могут и должны быть включены и борто-вые энергомодули летательных аппаратов.

Необходимо отметить, что указанные многообразия энергомодулей, как правило, в значительном числе подмножеств рассматриваемого множества от-личаются характеристиками, которые не отвечают современным и перспек-тивным требованиям. В частности, большинство данных энергомодулей ха-рактеризуются не оптимизированным «выходом», недостаточной степенью унификации, автоматизации управления, защиты и диагностирования. Мно-гих недостатков, в том числе, из указанного состава, удается избежать при со-здании энергомодулей по предлагаемой схеме, которая, практически по всем компонентам учтена в приведенном ниже варианте.

Алгоритм функционирования предлагаемого энергетического ком-плекса, приведенного на рисунке 1, предусматривает полную степень автома-тизации при управлении по входу А1, в случае его включения в состав общей автоматизированной системы энергообеспечения объектов с требуемым уров-нем интеграции. По входу А2 управление реализуется при автономном приме-нении комплекса.

Базовыми компонентами унифицированного энергетического ком-плекса являются компоненты 1 – 8, из которых:

компоненты 1 – 3 представляют собой необходимую совокупность пре-образователей источников первичной энергии в механическую, гидравличе-скую и электрическую с соответствующими стабилизированными выходами: В1, В2 и В3;

распределительное устройство 4 обеспечивает внутренние потребности энергетического комплекса в электрической энергии и потребности объектов;

компоненты 5 – 8 представляют собой системы, обеспечивающие функ-ции автоматизированного или автоматического управления, диагностирова-ния, системной оценки надежности, автоматического регулирования и за-щиты;

компоненты 9 – 23 представляют собой аппаратуру согласования.

57

Рисунок 1 – Унифицированный комплекс обеспечения объектов требуемыми видами энергии

Значительное количество элементов предлагаемого унифицированного

энергетического комплекса используется из состава серийно выпускаемых энергетических объектов. Т. е., предполагается вариант так называемой «не-прерывной модернизации» на всех этапах жизненного цикла как отдельных функционально законченных аппаратных реализаций, так и всего комплекса в целом. По замыслу, комплекс может обеспечивать работу объектов в автоном-ном, необслуживаемом варианте.

УДК 621.3

А.Н. ТОКАРСКИЙ, В.П. НАПОЛЬСКИЙ, П.В. ПАВЛОВ,

В.В. САФОНОВ ВУНЦ ВВС «ВВА имени проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

КОНЦЕПЦИЯ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ МЕТОДОВ

ПРЕПОДАВАНИЯ НА ПРИМЕРЕ ДИСЦИПЛИН:

«АВИАЦИОННЫЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ МАШИНЫ» И

«АВИАЦИННЫЕ ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ»

На примере дисциплин «Авиационные электротехнические матери-

алы» и «Авиационные электрические машины» предлагается концептуаль-

ный подход совершенствования методики ведения занятий в условиях од-

новременного решения проблем совершенствования материальной базы и

58

«глобальных проблем» по созданию перспективных авиационных комплек-

сов на принципах «рыночной экономики». Возможен охват и других дисци-

плин.

По состоянию учебной материальной базы кафедры на уровне иници-

ативных исследований предлагается проработка ряда актуальных проблем,

которые, уже в настоящее время могут быть представлены для организации

научно-исследовательских работ. К ним относятся:

- проблема оптимизации состава электрооборудования летательных

аппаратов на основе принципов многокритериальной унификации.

- проблема оптимизации состава первичных и вторичных источников

электрической энергии, которая может быть решена в условиях предложе-

ния их оригинальных схем построения.

- проблема оптимизации состава и схем построения унифицирован-

ных электроэнергетических комплексов летательных аппаратов на основе

применения технологии системного проектирования.

Также на основе принципов многокритериальной унификации и опти-

мизации могут решаться побочные проблемы по формированию перспек-

тивных аэродромных систем электроснабжения: мобильного, перемещае-

мого и стационарного типа.

Одновременно, предполагается осуществить совершенствование

учебно-материальной базы кафедры и методики проведения занятий. Вы-

полнение указанных разработок позволит существенно улучшить условия

при подготовке к занятиям преподавательского состава с учетом: вида заня-

тий, оснащения аудиторий, мер безопасности, видов и количества необхо-

димых наглядных пособий, стендов, оборудования, презентаций, учебно-

научных фильмов и других типов вспомогательного материала. Также при

подготовке ко всем видам занятий по дисциплинам: АЭТМ и АЭМШ (осо-

бенно групповым, практическим и лабораторным) упрощается подготовка

обучаемых в вопросах научного и творческого поиска ответов при самосто-

ятельной или совместной работы с преподавателем.

Существующая материальная база и обеспечение литературой позво-

ляют проводить занятия на достаточно высоком научно-методическом

уровне и в полном объеме выполнять существующие требования.

Однако, на основании опыта, в условиях реализации указанной целевой

постановки, даже на первом этапе, последующее совершенствование суще-

ствующей методики возможно на основе разработки и внедрения в учебный

процесс ряда новых рабочих мест в интересах повышения эффективности

проведения занятий в составе одной учебной группы. В полном объеме эта

возможность появляется в процессе выполнения и практической апробации

предложений на промышленном уровне. Общими требованиями, которым

должны удовлетворять новые рабочие места являются:

59

- взвешенная совокупность их реализации в вариантах виртуальных

(компьютерных) отображений изучаемых объектов, и в вариантах конкрет-

ных, фактически имеющих место процессов.

- при указанных вариантах реализации количество рабочих мест необ-

ходимо обеспечить из расчета – одно рабочее место, в перспективе – на каж-

дого обучаемого, в настоящее время, не более чем на двух.

Основными частными требованиями, которым должны удовлетворять

новые рабочие места должны быть:

- полное соответствие требованиям существующей документации по

изучаемым вопросам;

- обеспечение мер безопасности при освоении методов работы со схе-

мами, в том числе, оригинальных электротехнических установок;

- получение и закрепление навыков эксплуатации электротехнических

установок и систем, а также – контрольно-поверочной аппаратуры;

- получение и закрепление навыков поиска неисправностей, ремонта и

оценки надежности электротехнических установок и систем.

Под особенности учебного процесса, в связи с существенным расшире-

нием количества рабочих мест должна быть разработана и документация.

Таким образом, исходя из возможностей кафедры, располагающей в

настоящее время определенным количеством учебной и научной литерату-

рой для пояснения сложных проблемных вопросов на групповых и практи-

ческих занятиях, а также определенным количеством лабораторного обору-

дования для проведения некоторых учебных исследовательских операций,

на основе предложенной проблематики может быть обеспечен выход на

принципиально новый уровень, в рамках решения рассмотренных выше

проблем.

УДК 621.311

С.П. ХАЛЮТИН1, А.Я. КАШИН2 1ООО «Экспериментальная мастерская НаукаСофт» (г. Москва) 2Войсковая часть 15650-11 (г. Знаменск)

СИСТЕМА АВТОНОМНОГО ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

ВОЕННЫХ АЭРОДРОМОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ

ВОЗОБНОВЛЯЕМЫХ ИСТОЧНИКОВ ЭНЕРГИИ

Автономное электроснабжение объектов используется в качестве ос-

новного при отсутствии централизованного электроснабжения или резерв-

ного при возможном отключения централизованного электроснабжения или

нестабильности его напряжения.

60

Задачей рассматриваемой системы автономного электроснабжения

(САЭ) является обеспечение энергией военных аэродромов. В более общем

случае эта задача сводится не только к электроснабжению, но и к теплоснаб-

жению, холодоснабжению и снабжению горячей водой различных групп по-

требителей [1].

Военные аэродромы зачастую расположены на некотором удалении

(порядка 10-20 км) от населенных пунктов. Объекты военных аэродромов в

большинстве своем представляют стационарные пункты, связанные со ста-

ционарной электрической сетью, и поэтому имеют зависимость от стабиль-

ной работы промышленной сети. На время её отключения предусмотрены

автономные источники питания на базе ДЭС, но только для некоторых

групп потребителей, таких как СС и РТО полетов. При этом существуют

такие потребители как электронасосы котельных создающие давление в си-

стеме отопления, печи и холодильные установки летно-технических столо-

вых, зданий и сооружений ТЭЧ и многих других которые не имеют резерв-

ных источников электроэнергии. При нарушении электроснабжения функ-

ционирование подразделений авиационной части становится весьма затруд-

нительным, а выполнение боевых задач невозможным. Поскольку про-

блемы энергоснабжения напрямую связаны с боеготовностью и «живуче-

стью» объектов военной техники, разработка современных САЭ для воен-

ных аэродромов весьма актуальна.

С конца 90-х годов в России участились случаи внезапных перерывов

электроснабжения, значительно ухудшилось качество электроэнергии, осо-

бенно таких показателей, как отклонение и колебание напряжения, несим-

метрия в трехфазных системах. Эти факторы существенно сокращают срок

службы электрооборудования и могут привести к аварийным ситуациям [2].

Для повышения энергоавтономности и надежности эксплуатирую-

щихся систем электроснабжения военных аэродромов возникла объектив-

ная необходимость разработки перспективных комплексных систем авто-

номного электроснабжения с использованием электромеханических преоб-

разователей энергии с улучшенными эксплуатационными характеристи-

ками.

Одним из направлений, способствующих росту надежности и эффек-

тивности энергоснабжения локальных объектов является разработка САЭ c

использованием возобновляемых источников энергии (ВИЭ) – источников,

которые не являются следствием целенаправленной деятельности человека,

а постоянно существуют (или периодически возникают) в природе.

61

Наиболее распространенными из ВИЭ являются: солнечная энергия и

энергия ветра. Интенсивность солнечной энергии в течение года не посто-

янна: наибольшая интенсивность солнечной энергии приходится на летний

период (и в это же время происходит спад интенсивности энергии ветро-

вой). В зимний период, наоборот, интенсивность солнечной энергии мала, а

интенсивность ветровой достигает максимума.

Примерно такая же картина наблюдается в течение суток, причем ин-

тенсивности солнечной и ветровой энергии колеблются как бы в противо-

фазе: днем основная энергия поступает от Солнца, ночью – от ветра.

Наиболее рациональным решением вопроса использования ВИЭ яв-

ляется параллельное освоение одновременно нескольких источников в рам-

ках одной энергосистемы с целью получения большей энергии и выравни-

вания естественных колебаний ее поступления. Построение таких систем

позволит повысить надежность энергоснабжения, снизить емкость АБ, а,

следовательно, стоимость САЭ.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Гайтова Т.Б., Кашин Я.М. Нетрадиционные электротехнические

комплексы (теория, расчет, конструкции). Монография. – Краснодар,

КВАИ, 2004.

2 Григораш, О.В. Статические преобразователи электроэнергии си-

стем автономного электроснабжения сельскохозяйственных потребителей.

Автореферат на соискание ученой степени доктора технических наук. Крас-

нодар, КубГАУ, 2003. 34 с.

УДК.681.518.3

Д.А. ЦЫГАНОВ, А.С. КУЗНЕЦОВ АО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (г. Ульяновск)

ОСОБЕННОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ ИМПУЛЬСНОГО

ИСТОЧНИКА ПИТАНИЯ НА НАГРУЗКУ В ВИДЕ ЛАМПЫ

НАКАЛИВАНИЯ

Источники электропитания импульсного типа широко применяются в аппаратуре не только гражданского, но и военного назначения. Одно из пре-имуществ таких источников – это высокий коэффициент полезного дей-ствия и как следствие уменьшение рассеиваемой мощности на активных

62

элементах. Современные тенденции уменьшения габаритных размеров ра-диоэлектронной аппаратуры привело к созданию миниатюрных компонен-тов: дросселей, конденсаторов, резисторов и т.п. Это позволило разрабаты-вать импульсные источники питания (ИИП) с уменьшенными габаритными размерами. Шагая в ногу с современными тенденциями, ряд производите-лей изготавливают готовые микросборки преобразователей: понижающих, повышающих, понижающе-повышающих и другие. Время разработки им-пульсного источника питания сведено к минимуму. Разработчику, следуя инструкциям (datasheet) производителей микросборок остается только доба-вить некоторые пассивные или активные радиоэлементы и правильно про-вести трассировку печатной платы. В некоторых случаях производители так же предоставляют инструменты (SPIСE симуляторы, SPICE модели) по мо-делированию их микросборок. Это позволяет до этапа макетирования, не приобретая реальные радиоэлементы, провести предварительную оценку тепловых и электрических режимов в разрабатываемом устройстве.

Стоит отметить, что широкая номенклатура ИИП, выпускаемая про-изводителями, не всегда может подходить под задачи, которые ставятся пе-ред разработчиком радиоэлектронной аппаратуры (РЭА). Разработка РЭА ответственного назначения как правило требует особого подхода к методам разработки, и зачастую приходиться использовать ограниченную номенкла-туру радиоэлектронных компонентов. Применение микросборок позволяет не только снизить массогабаритные показатели, но и повысить надежность и уменьшить уровень излучаемых электромагнитных помех разрабатывае-мого устройства. Но как решить вновь поставленную задачу, используя ра-нее разработанные и хорошо себя зарекомендовавшие технические решения с минимальным количеством изменений? В связи с этим задача применения, ранее разработанного ИИП на определенный вид нагрузки, под новый вид нагрузки является актуальной.

В качестве ИИП был взят источник питания, разработанный для пита-ния светодиодов постоянным напряжением. Ток светодиодов задавался ре-зисторами. Последовательно со светодиодами был установлен ключ, для ре-гулирования среднего тока, проходящего через них. Закон управление клю-чом – широтно-импульсная модуляция, задавался микроконтроллером. В качестве преобразователя напряжения в ИИП была применена микросборка, максимальный рабочий ток которой был в 1,5 раза больше, чем максималь-ный ток протекающий в светодиодах. Была поставлена задача применить данный источник питания для нагрузки в виде ламп накаливания, суммар-ная мощность которых не превышает мощности на светодиодах.

Сопротивление нити лампы накаливания сильно зависит от темпера-туры. При «холодной» нити лампы накаливания ее сопротивление мини-мально. Соответственно при подключении лампы накаливания к ИИП, по-следний входит в режим перегрузки по максимальному току. При этом из-менение коэффициента заполнения широтно-импульсной модуляции на ре-гулирующем ключе не приводило к выходу ИИП из режима перегрузки. Это

63

связано с тем, что защита от перегрузки в микросборке ИИП реализована не по среднему значению тока нагрузки, а по его амплитудному значению.

Для устранения данного недостатка были принято решение изменять выходное напряжение, формируемое ИИП, таким образом, чтобы при задан-ном коэффициенте заполнения широтно-импульсной модуляции не превы-шать максимальный ток микросборки. Изменение выходного напряжения микросборки можно легко регулировать путем изменения напряжения на резисторе обратной связи при помощи цифроаналогового преобразования, задавая при этом любой закон изменения.

В результате незначительных изменений в алгоритме работы ИИП, путем одновременного изменения выходного напряжения и коэффициента заполнения широтно-импульсной модуляции регулирующего ключа, можно применить ранее разработанные, хорошо себя зарекомендовавшие техниче-ские решения.

УДК 621.313.3; 004.942

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

ПРИМЕНЕНИЕ СРЕДЫ SIMULINK ДЛЯ КОНТРОЛЯ

ПОКАЗАТЕЛЕЙ КАЧЕСТВА ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ В

ИМИТАЦИОННОЙ МОДЕЛИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА САМОЛЕТА СУ-30СМ

На современных самолетах все большую долю в объеме авиационного

оборудования занимают высокотехнологичные, цифровые блоки с микро-

процессорным управлением, электропитание которых осуществляется от

бортовой электрической сети систем электроснабжения (СЭС) переменного

и постоянного токов. На исправность и работоспособность бортового обо-

рудования, несомненно, оказывает влияние качество электроэнергии (КЭЭ),

генерируемой на борту самолета.

Инженеры и конструкторы систем электроснабжения и бортового

оборудования при их разработке должны руководствоваться государствен-

ными стандартами для обеспечения заданного КЭЭ на борту самолета, при

этом показатели качества электроэнергии (ПКЭ) должны удовлетворять

требованиям ГОСТ Р 54073–2017 [1]. Однако в процессе полета, в некото-

рых случаях при естественных и искусственных воздействиях, например

при боевых повреждениях, атмосферных и климатических явлениях и т.п.,

ПКЭ могут выходить за допуски, что, в конечном итоге, приведет к выходу

64

из строя приемников электроэнергии, возникновению авиационных инци-

дентов и невыполнению задания самолетом.

Для того чтобы избежать негативных последствий ухудшения КЭЭ на

борту самолета необходимо проводить исследования процессов функциони-

рования в СЭС при различных режимах работы.

С наименьшей трудозатратой и экономически выгодно подобные ис-

следования проводить с использованием имитационных моделей СЭС в сре-

дах визуального имитационного моделирования. Эффективной и признан-

ной инженерами программой моделирования является среда разработки

Simulink [2] программы Matlab, которая имеет инструменты для контроля и

исследования различных ПКЭ.

Таким образом, целью работы является демонстрация возможностей

среды Simulink для контроля КЭЭ при исследовании имитационной модели

СЭС самолета.

Одной из задач контроля КЭЭ вырабатываемой на борту самолёта, яв-

ляется контроль качества напряжения в СЭС переменного тока.

В бортовой сети КЭЭ, согласно стандарту [1], определяется такими

характеристиками, как среднее значение напряжения, сдвиг фазных напря-

жений, коэффициент искажения для первичных источников питания при ли-

нейной симметричной нагрузке, коэффициент искажения для первичных и

вторичных источников питания при наличии нелинейной, несимметричной

и импульсно-периодической нагрузки, коэффициент амплитуды и др.

Одной из наиболее важных характеристик напряжения является коэф-

фициент искажения. Он определяет меру отклонения формы сигнала напря-

жения на выходе бортового генератора от идеальной формы сигнала и ре-

гламентируется тем же стандартом [1].

При подключении к источникам напряжения нагрузки, возникает ис-

кажение формы сигнала напряжения, выдаваемого генератором на борту са-

молета. Эти искажения формы сигнала на выходе источника напряжения

могут приводить к негативным последствиям, например перегрев генера-

тора, большие нейтральные токи или лишние переключения в каналах сило-

вой электроники.

Для решения задач контроля и исследования ПКЭ в программной

среде Simulink имеется блок Powergui, представляющий собой графический

интерфейс пользователя для настройки имитационных моделей и визуали-

зации их параметров. Блок Powergui позволяет выбрать математический ме-

тод расчета процессов, происходящих в модели в течение определенного

периода времени, производить различные настройки исследуемых парамет-

ров для их анализа.

65

Например, одной из возможностей исследования КЭЭ с помощью

блока Powergui является контроль и визуализация коэффициента гармони-

ческого искажения исследуемого переменного напряжения. Сделать это

можно при помощи инструмента FFT Analysis, рисунок 1, который произ-

водит гармоническое разложение сигнала в автоматическом режиме и визу-

ализирует коэффициент искажения THD (Total harmonic distortion). Данный

анализ вызывается через меню настройки параметров блока Powergui.

Рисунок 1 – Интерфейс инструмента FFT Analysis

Из анализа, приведенной одной из фаз переменного напряжения ис-

следуемой имитационной модели СЭС 208 В 400 Гц видно, что коэффици-

ент искажения THD составляет 2,81 %, что соответствует допустимому зна-

чению данного параметра в соответствии с допусками ГОСТа [1]:

- установившееся значение коэффициента искажения для первичных

источников питания при линейной симметричной нагрузке, не более 5 %;

- установившееся значение коэффициента искажения для первичных

и вторичных источников питания при наличии нелинейной, несимметрич-

ной и импульсно-периодической нагрузки, не более 8 %.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 ГОСТ Р 54073–2017. Системы электроснабжения самолетов и вертоле-

тов. Общие требования и нормы качества электроэнергии. Взамен ГОСТ Р

54073-2010. Введ. 2017-12-28. М.: ФГУП «Стандартинформ», 2018. 36 с.

66

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

2008. 784 с.

3 Бочаров, А. С. Имитационное моделирование функционирования

электрифицированных систем самолетов в среде Simulink / А. С. Бочаров,

И. В. Шаров, А. А. Шипилов // Оптимизация и моделирование в автомати-

зированных системах: труды международной молодежной научной школы.

Воронеж: Изд-во ВГТУ, 2018. С. 184–187.

67

РАЗДЕЛ 2

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

АВИАЦИОННЫХ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ

УДК 531.55:629.7

А.Б. БЕЛЬСКИЙ АО «Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля»

ТРЕБОВАНИЯ К ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫМ СИСТЕМАМ

ДЛЯ СОВРЕМЕННЫХ И ПЕРСПЕКТИВНЫХ ВЕРТОЛЕТОВ

Наличие в составе ВКС вертолетов является необходимым условием

успешного решения авиационной поддержки боевых действий войск в во-

енных конфликтах локального и регионального масштаба.

Основные задачи, решаемые вертолетами армейской авиации, подраз-

деляются на: огневые, транспортно-десантные, разведывательные и специ-

альные.

Основные требования к перспективным боевым вертолетным ком-

плексам включают:

- многофункциональность;

- круглосуточность;

- всепогодность;

- высокую выживаемость;

- взаимодействие в единой системе управления тактического звена.

Эффективное применение авиационных средств поражения (АСП)

должно обеспечиваться, в том числе, за счет наращивания информационной

и аппаратной части комплексов авиационного вооружения, а также за счет

интегрированного построения комплекса бортового радиоэлектронного

оборудования (БРЭО) вертолетов и развития систем наведения (лазерной,

радиокомандной и т.д.) и самонаведения (с различным типом ГСН) АСП.

В структуру комплексов авиационного вооружения (КАВ) перспек-

тивного боевого вертолетного комплекса (ПБВК) должны входить оптико-

электронные прицельные системы, обеспечивающие эффективное обнару-

жение, распознавание широкой номенклатуры типовых целей и применение

различных типов АСП.

Оптико-электронные системы специального назначения применяются

также в составе бортовых комплексов обороны (БКО) вертолетов и вклю-

чают:

68

- системы обнаружения и предупреждения об угрозе (обнаружитель

лазерного облучения, УФ, ИК – пеленгаторы, гиперспектральные селек-

торы);

- активные оптико-электронные системы противодействия (некоге-

рентные и когерентные источники излучения).

В ближайшей и среднесрочной перспективе построение бортовых

комплексов перспективны боевых и специальных вертолётов должно осу-

ществляться на принципах федеративное-интегрированной распределенной

модульной авионики (ФИРМА), с постепенным переходом на принципы ин-

тегрированной модульной авионики (ИМА), включая функциональную и

структурную интеграцию (информационную, программную и аппаратную)

комплексов бортового оборудования, авиационного вооружения и обороны.

Оптико-электронные системы относятся к основным информацион-

ным подсистемам комплексов БРЭО, авиационного вооружения и обороны

вертолётов военного и специального назначения.

В составе военных и специальных вертолетов применяются в настоя-

щее время применяются следующие типы ОЭС:

- обзорно-прицельные системы (решающие задачи обнаружение и

распознавание типовых целей и применения АСП);

- обзорно-пилотажные системы (обеспечивающие решение пило-

тажно-навигационных задач);

- обзорно-поисковые системы (обеспечивающие решение поисково-

спасательных задач);

- оптико-электронные системы бортовых комплексов обороны (реша-

ющие задачи противодействия атакующим средствам противника с оптиче-

скими ИК ГСН).

Современные оптико-электронные обзорно-прицельные системы (ОЭ

ОПрС), входящие в состав КАВ боевых вертолетов (БВ), для обеспечения

их круглосуточной работы должны иметь несколько информационных ка-

налов: телевизионный (видимого диапазона спектра), тепловизионный

(среднего или дальнего ИК спектра), коротковолновый ИК (ближнего ИК

спектра), а также лазерный дальномер-целеуказатель, лазерную систему

наведения ПТУР, а также могут иметь дополнительные каналы (обнаружи-

тель лазерного пятна, низкоуровневый ТВ, гиперспектральный и другие).

К ОЭ ОПрС предъявляются особенно высокие требования по дально-

сти обнаружения/распознавания цели, и следовательно, к таким параметрам

как точность стабилизации ЛВ каналов, фотоприемным устройством

(ФПУ), внутренней юстировки каналов, массогабаритным характеристи-

кам.

Основными задачами совершенствования и развития современных ОЭ

ОПрС являются расширение информационных каналов, комплексирование

разноспектральной информации, повышение точности стабилизации за счет

69

применения новых принципов гиростабилизации платформ, унификации

лазерных каналов наведения для применения различных типов АСП с ко-

мандной принципом наведения (на базе ЛСН).

К обзорно-поисковым оптико-электронным системам предъявляются

менее жесткие требования. Однако наличие не менее 3-х информационных

каналов, стабилизация платформы и массогабаритные параметры также яв-

ляются базовыми критериям при их адаптации на вертолетные носители.

Актуальным и перспективным направлением развития ОЭС для вер-

толетов является создание обзорно-пилотажных комплексов на основе ин-

теграции малогабаритных обзорных ОЭС и лазерно-локационных систем

(ЛЛС).

Развитие обзорно-пилотажных комплексов связывают с внедрением

активного лазерного канала, наложением «лазерной информационной кар-

тинки» на «фоноцелевую ТВ/ТпВ видеоинформацию» для обнаружения ма-

лозаметных препятствий при низковысотном полет или пилотировании вер-

толета в сложных метеоусловиях (СМУ), а также с целью построения «3D

дальностного портрета» объектов поиска или формы подстилающей поверх-

ности при посадке (с функцией синтезирования с цифровой картой местно-

сти) и с выводом соответствующей информации летчику на многофункцио-

нальные индикаторы (МФИ).

Особое значение придаются оптическим и оптико-электронным си-

стемам БКО. Так, к задачам ультрафиолетовых пеленгаторов относится

фиксация факта применения ракеты по вертолету и определение направле-

ния пуска. Применение нескольких УФ пеленгаторов обеспечивает круго-

вой обзор пространства вокруг вертолета.

Задачей систем оптико-электронного противодействия (СОЭП) явля-

ется «ослепление» ИК-головок самонаведения управляемых ракет при при-

менении их по вертолету.

Перспективными направлениями развития ОЭП БКО вертолетов яв-

ляются создание:

а) малогабаритных СОЭП (ЛСОЭП) с улучшенными ТТХ для фикса-

ции средств угроз (ранжирование по степени опасности);

б) новых типов УФ-пеленгаторов, ИК-пеленгаторов, гиперспектраль-

ных селекторов для фиксации пусков и распознавание типов атакующих

ракет (увод, сопровождение);

в) систем аэрозольной защиты и комбинированных блоков отстрела

ЛЦ для защиты от ПЗРК и ЗРК с оптическими системами наведения;

г) систем обнаружения и противодействия ПВМ (с ИК-датчиками).

Основными требованиями по совершенствованию и развитию ОЭС

вертолетов следует считать:

- создание высокоточных гиростабилизированных ОЭ ОПрС с так-

тико-техническими характеристиками, обеспечивающими круглосуточное

70

высокоточное применение УАСП с боевых вертолетов без входа в зону вой-

сковой ПВО;

- создание обзорно-пилотажных оптико-электронных систем и ком-

плексов нового поколения, обеспечивающих безопасное круглосуточное и

всепогодное пилотирование вертолетов на низких и предельно низких вы-

сотах;

- создание обзорно-поисковых систем и комплексов нового поколе-

ния, обеспечивающих круглосуточный всепогодный поиск наземных,

надводных объектов (в том числе скрытых, замаскированных);

- внедрение гиперспектральных ТВ/ТпВ каналов в обзорно-поиско-

вых и обзорно-прицельных ОЭС;

- комплексирование разноспектральных оптических изображений и

синтез с ЦКМ;

- создание высокоточных гиростабилизированных платформ диамет-

ров 300-500 мм;

- создание встроенных автоматических систем юстировки информа-

ционных каналов ОЭС;

- создание нового поколения высокочастотных и высокоэнергетиче-

ских лазеров и приёмников лазерного излучения высокой чувствительно-

сти;

- совершенствование и развитие отечественной научно-производ-

ственной базы по созданию:

а) ТВ каналов ОЭ ОПС на матричных ФПУ видимого диапазона (0,4-

0,8 мкм) формата 2560х2048 элементов;

б) ТпВ каналов ОЭ ОПС на матричных ФПУ ИК-диапазонов (0,9-1,7

мкм, 3-5 мкм, 8-12 мкм) формата 1280х1024 элементов;

в) каналов на двухспектральных матричных ФПУ на основе КРТ и

сверхрешеток 2-го типа и QWIP.

УДК 629.7.067.8

Д.С. БРОНДЗ, А.С. ЖДАНОВ, С.А. МАТВЕЕВ, С.А. РУДЫКА,

С.Ю. СТРАХОВ, А.Н. СЫРЦЕВ, Д.М. ЯРЫГИН БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова (г. Санкт-Петербург)

ЛАЗЕРНО-ТЕЛЕВИЗИОННЫЙ МОДУЛЬ В ВЕРТОЛЁТНОМ

КОМПЛЕКСЕ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПОИСКОВО-СПАСАТЕЛЬНЫХ

ОПЕРАЦИЙ, ПРОВОДИМЫХ В УСЛОВИЯХ АРКТИКИ

В настоящее время на государственном уровне идёт активное

развитие арктического региона страны. Уже сейчас на территории Арктики находится большое число потенциально опасных объектов (нефти-газовая

71

добыча, ядерная энергетика, производственные предприятия), что повышает вероятность возникновения чрезвычайных ситуаций. В связи с большой площадью региона и слаборазвитой инфраструктурой, важную роль в проведении поисково-спасательных работ при чрезвычайных ситуациях играет авиация, особенно, вертолёты с их возможностью зависания и посадки на неподготовленные площадки. Отсюда возникает задача безопасного пилотирования вертолётов на малых высотах, захода на посадку и выполнения посадки на малооборудованные аэродромы, на необорудованные посадочные площадки, в условиях ограниченного пространства, в сложных метеоусловиях, в условиях ограниченной видимости и низкой освещённости.

Анализ современных тенденций развития вертолётных комплексов обеспечения безопасности полётов показал повсеместное применение в них датчиков разных спектральных диапазонов. Основными средствами, обеспечивающими удобство восприятия пилотом информации о закабинной обстановке, являются источники зрительной информации, такие как оптико-электронные системы. Обзор отечественных и зарубежных аналогов позволил сделать вывод, что направление создания комплексов, включающих оптико-электронные датчики, способных решать поставленные задачи в суровых климатических условиях (от -60° до +3°), слабо развито.

В соответствии с постановлением Правительства РФ от 09.04.2010 № 218 (ПРОЕКТ 218) проводится научно-исследовательская, опытно-конструкторская и технологическая работа, выполняемая при финансовой поддержке Министерства образования и науки Российской Федерации (соглашение № 074-11-2018-025 от 13.07.2018). Работы вы-полняются в организации Головного исполнителя НИОКТР ФГБОУ ВО БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова.

В рамках НИОКТР разработан лазерно-телевизионный модуль (ЛТМ), входящий в состав вертолётного комплекса по обеспечению поисково-спасательных операций в условиях Арктики.

ЛТМ включает в себя: 1) лазерно-локационный модуль (ЛЛ-модуль); 2) модуль камеры видимого диапазона переднего обзора (ВД-модуль

ПО); 3) модуль ближнего инфракрасного (ИК) диапазона переднего обзора

(SWIR-модуль ПО); 4) модуль дальнего ИК диапазона переднего обзора (LWIR-модуль

ПО); 5) модуль обработки сигналов (МОС); 6) модуль нижнего обзора (НО-модуль):

модуль ближнего ИК диапазона (SWIR-модуль НО);

видеокамера видимого диапазона (ВД-камера НО). Основные технические характеристики представлены в таблице 1:

72

Таблица 1 – Основные технические характеристики ЛТМ

Характеристика Значение

Поле зрения 24x24

Длина волны лазера, мкм 1,55

Дальность обнаружения ЛЭП, м 600

Частота сканирования, Гц 5

Интерфейс связи ARINC 818

Напряжение питания, В 27

Потребляемая мощность, Вт 300

Габаритные размеры, мм 500x289x454

Масса, кг 35

Рабочие температуры, °С минус 55/+60

Для обеспечения безопасности полёта вертолёта с помощью ЛТМ используется ЛЛ-модуль, представляющий собой наносекундный волоконный эрбиевый лазер, который обеспечивает формирование импульсной лазерной подсветки окружающего пространства. МОС получает объёмные координаты сканируемой точки от ЛЛ-модуля, данные от ВД и ИК модулей, после чего формируется видеоизображение на основании полученных данных с наложением информации от ЛЛ-модуля о препятствии. С помощью НО-модуля формируется видеоизображение о подстилающей поверхности, помогающее пилоту при выполнении посадки вертолёта.

В работе решены вопросы аппаратурной реализации основных информационных каналов ЛТМ, выбрана элементная база информационных каналов ЛТМ, проработаны вопросы взаимодействия с сопрягаемыми изделиями комплекса.

УДК 53.082.531

И.Э. ВОЛЬФ, П.В. ПАВЛОВ, К.С. ЗАЙЦЕВ

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

МЕТОД АНАЛИЗА ЦИФРОВОЙ ГОЛОГРАММЫ КАК

ИНСТРУМЕНТ ВЫЯВЛЕНИЯ ПОСТОРОННИХ ЧАСТИЦ

ПРИ КОНТРОЛЕ СОСТАВА АВИАЦИОННОГО ТОПЛИВА

Немаловажную роль в обеспечении безопасности полетов авиапарка

государственной авиации РФ отдано на поддержание в исправном состоя-

нии топливных, гидравлических и масляных систем воздушных судов. От

качества рабочих жидкостей (гидравлическое масло, моторное, авиацион-

ное топливо) полностью зависит исправность воздушного судна и как след-

73

ствие безопасность полетов. Анализ авиационных происшествий, произо-

шедших, в период с 1960 года по 2018 год [1], показывает, что из общего

количества около 1500, по причине некондиционного топлива произошло

31 авиационное происшествие, что составляет около 2 %.

Таким образом, определение наличия воды в составе авиационного

топлива является актуальным вопросом, с точки зрения безопасности поле-

тов авиации.

Важным мероприятием по обеспечению безопасности полетов воздуш-

ных судов (ВС) является контроль качества заправляемого авиатоплива. В

настоящее время на военных аэродромах и в аэропортах РФ используется спо-

соб «визуального» определения наличия воды в авиационном топливе. Дан-

ный способ основан на визуальном осмотре проб, взятых из каждого топлив-

ного бака воздушного судна, по результатам которого, определяется наличие

кристаллов льда, осажденных капель воды и механических примесей. Суще-

ственным недостатком, данного способа является вероятность совершения

ошибки инженерно-техническим составом по причине слабого зрения, физи-

ческого утомления, спешки, невнимательности. Поэтому, возникает необходи-

мость в разработке более точных, с метрологической точки зрения, способов и

устройств определения обводненности авиационного топлива в условиях аэро-

дрома. В данной области известны работы, в которых предлагается решить

данную проблему с применением новых методов контроля [2,3], однако при-

менение методов цифровой голографии в данной области не известны, кроме

как задач диагностики жидких образцов в биомедицине [4,5].

К прямым методам определения наличия воды в топливе относятся ди-

стилляторные, химические и оптические. В основу дистилляторных методов

контроля положена перегонка пробы топлива с нерастворимым в воде рас-

творителем и измерении объема сконденсированной воды. В основу химиче-

ских методов положена обработка топлива специальным реагентом, вступа-

ющим в химическую реакцию только с водой, содержащейся в образце. Ко-

личество воды в образце определяется по количеству жидкого или газообраз-

ного продукта реакции. В основу оптических методов положено визуальное

определение кристаллов льда, механических частиц и капель воды при

осмотре пробы в проходящем свете.

Анализ существующих оптических способов и методов контроля

качества различных жидких сред [6] показал, что они обладают такими

недостатками как: низкая точность определения наличия примесей во всём

объёме исследуемой жидкости вследствие искажения структуры

контролируемой жидкости, зависимость точности определения примесей от

разрешения объектива оптической системы и системы регистрации данных

и т.д.

Разработка оптического способа по определению примесей в составе

рабочих жидкостей авиационных систем является актуальной научно-

74

практической задачей. Предлагается использовать метод анализа цифровой

голограммы записанного объема жидкости для определения процентного

состава примесей в топливной жидкости, либо определение количества

взвешенных посторонних частиц находящихся в исследуемом объеме.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Дикан В.В. Летные происшествия в России, СССР и РФ [Электрон-

ный ресурс] / В. В. Дикан // Проза.ру национальный сервер современной

прозы. 2014. Режим доступа: http://www.proza.ru (дата обращения

25.05.2018).

2 Суслин М.А., Прищепенко В.В., Мелькумов В.Н. Исследование по-

терь в видах топлива с растворенной и эмульсионной влагой на сверхвысо-

ких частотах // Измерительная техника, 2016, № 3. С. 68 – 71.

3 Казьмин А.И. СВЧ-метод и устройство аналитического экспресс-

контроля качества авиационного топлива. Электронный журнал «Труды

МАИ». Выпуск № 74.

4 Тучин В.В. Оптическая биомедицинская диагностика.

М.: Издательство Физико-математической литературы, 2007, Т.1. 560 с.

5 A. P. Vladimirov, A. A. Baharev, A. S. Malygin, J. A. Mikhailova, I. A.

Novoselova, D. I. Yakin. Application of speckle dynamics for studies of cell me-

tabolism // Proc. of SPIE, 2015, v. 9529, 95291F-1 - 95291F-10.7.

6 Федорец А.А., Безуглый Б.А. Экспресс-метод идентификации и кон-

троля качества жидкости. Патент РФ № 2247968, опубл. 10.03.2005.

УДК 621.313.3; 004.942

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

ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

СИСТЕМ РАЗВЕДКИ И ПОИСКА ПОДВОДНЫХ ОБЪЕКТОВ

Характер вооруженной борьбы в современной войне ставит перед

средствами разведки сложные и многогранные задачи, предъявляет к ней

высокие требования и обусловливает новые тенденции ее развития. Это вы-

звано следующими основными причинами [1, 2]:

продолжающимся развитием вооружений стран НАТО;

совершенствованием средств маскировки военных и военно-промыш-

ленных объектов;

значительным возрастанием динамики боевых действий.

75

Резкое повышение поражающих свойств средств вооруженной

борьбы и маневренных возможностей войск привело к увеличению размаха

операций, что требует получения большого объема данных о противнике в

короткие сроки. Важным фактором, повысившим роль средств разведки в

современных условиях, являются требования к качеству разведывательной

информации, которое нуждается в наличии точных координат военных и во-

енно-промышленных объектов противника, в том числе высокомобильных

и малоразмерных, а также контроле их состояния и боеготовности. Это обу-

славливает необходимость в совершенствовании комплексов разведки не

только наземных и надводных объектов, но в том числе и подводных.

Современные технологии позволяют достаточно точно зафиксировать

факт нахождения подводного объекта в заданной акватории и определить его

координаты. Как правило используется целый комплекс методов, компенсиру-

ющих недостатки друг друга. Пассивный метод обнаружения шумов не позво-

ляет определить расстояние до объекта, а эхо-локация, как известно, имеет

ограничения в дальности действия, к тому же подводные объекты покрыва-

ются специальным составом, имеющим свойство уменьшать отражение звуко-

вых волн.

Значимую роль при обнаружении объектов играет воздушная раз-

ведка. Магнитометрия позволяет зафиксировать магнитное поле подвод-

ного объекта, но не обеспечивает должную дальность обнаружения. Воз-

душному 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 десять раз. При этом для уменьше-

ния вероятности фиксирования другими методами (например, магнитометри-

ческим) подводному объекту достаточно уйти на глубину. Эти факты обу-

словливают необходимость совершенствования способов разведки подвод-

ных объектов.

Ориентируясь на современные разработки в области лазерных техно-

логий, решение задачи позиционирования подводного объекта можно осу-

ществить в соответствии с новым способом поиска подводных объектов из-

лучением лазерной системы разведки с беспилотного летательного аппа-

рата, представленном на рисунке 1.

76

Рисунок 1 – Способ поиска подводных объектов излучением лазерной системы

разведки с беспилотного летательного аппарата

Из всей номенклатуры технических средств воздушной разведки ла-

зерная система обладает рядом достоинств по сравнению с другими сред-

ствами за счет возможности проведения разведки с использованием лазер-

ного источника.

Принцип работы лазерной системы разведки и поиска 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 спо-

койном 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.

Таким образом, способ разведки и поиска подводных объектов излу-

чением лазерной системы позволяет обеспечить обнаружение и определе-

ние координат подводного объекта.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

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 Вольф И.Э., Левшин Е.А., Павлов П.В. Фотографические и тепловые

средства разведки и поиска авиационного оборудования. Учебное пособие.

Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж), 2015. 251 с.

77

УДК 629.746-519;629.7.05

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

ОБОСНОВАНИЕ НЕОБХОДИМОСТИ

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ СИСТЕМ АВТОМАТИЧЕСКОЙ

ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

По результатам анализа военных конфликтах последнего времени сле-

дует отметить, что применение беспилотных летательных аппаратов (БПЛА)

обеспечивает повышение боевой эффективности авиационной группировки

сил.

Организация управления БПЛА на всех этапах полета является слож-

ной комплексной задачей, предусматривающей согласования и учета харак-

тера выполняемой целевой задачи, психофизиологических свойств опера-

тора и возможностей конкретного БПЛА. Особую сложность с технической

и алгоритмической точек зрения представляет выполнение жестких требо-

ваний по точности выдерживания параметров управления на всех режимах

полета.

Посадка является один из наиболее сложных этапов полёта, так как

при снижении высоты летательного аппарата уменьшается возможность ис-

правления ошибок оператора или автоматических систем управления.

На этой стадии нельзя полагаться только на спутниковые навигацион-

ные системы, поскольку они не обладают достаточной точностью и досто-

верностью в условиях воздействия преднамеренных помех. Также суще-

ственный процент аварий составляют ошибки операторов и ненадежность

канала передачи данных. Ситуацию усугубляет то, что в управлении БПЛА,

в отличие от пилотируемых летательных аппаратов, сильное влияние ока-

зывают ветровые нагрузки. В условиях турбулентности оператору недо-

стает скорости реакции для того, чтобы создать необходимые управляющие

воздействия, что ведет к аварии.

По имеющимся данным, за последние 15 лет США потеряла более

400 боевых БПЛА. Помимо стоимости самого летательного аппарата, ряд

аварий повлекли за собой повреждения другой военной техники, зданий и

сооружений, что значительно увеличило цену потерь. В большинстве слу-

чаях, основными причинами аварий БПЛА являлся человеческий фактор

[1].

В этой ситуации становятся очевидными преимущества систем авто-

матической посадки БПЛА, которые можно сформулировать таким обра-

78

зом: высокая надежность и точность посадки; увеличение скоростью реак-

ции на внешние возмущения; исключение риска, связанного с ухудшением

пропускной способности или потерей канала передачи данных в процессе

посадки; исключение ошибок, связанных с человеческим фактором; выпол-

нение посадки в сложных метеоусловиях.

Любая система посадки БПЛА, независимо от реализуемого способа

(схемы) посадки, должна решать две задачи:

задачу вывода БПЛА в заданную точку (область) пространства с тре-

буемой точностью и заданными значениями углов ориентации БПЛА, ли-

нейных и угловых скоростей (задачу терминального управления);

задачу полного поглощения (гашения) остаточной кинетической энер-

гии БЛА при сохранении его механической целостности.

Все известные способы посадки БПЛА [2] могут быть сведены к сле-

дующим основным схемам: посадка по-самолетному (на взлетно-посадоч-

ную полосу); посадка по-вертолетному (на площадку); посадка с использо-

ванием парашюта; посадка в улавливающее устройство.

В первых трех схемах для решения задачи терминального управления

используется штатное навигационное оборудование БПЛА. Вышеуказанная

вторая задача решается за счет пробега БПЛА по полосе до полной оста-

новки, а также за счет применения парашюта или парашютной системы, со-

стоящей из тормозного и основного парашютов [3], и, при необходимости,

надувных посадочных баллонов (подушек, амортизаторов), располагаемых

под фюзеляжем и крыльями, которые защищают БПЛА от повреждений при

касании земли. При посадке по-вертолетному вторая задача не требует реше-

ния, так как беспилотный вертолет обеспечивает выполнение посадки с нуле-

вой скоростью приземления.

При посадке в улавливающее устройство требуется высокая точность

определения координат БПЛА относительно этого устройства, как правило,

не обеспечиваемая штатным навигационным оборудованием БПЛА. По-

этому реализация этой схемы предполагает разработку специализирован-

ного оборудования приведения БПЛА в улавливающее устройство, а зача-

стую, и ручной режим управления БПЛА при посадке. При этом главное

преимущество схемы посадки в улавливающее устройство состоит в ком-

пактности посадочного места (области пространства), что позволяет ее осу-

ществлять, например, на палубу корабля, на небольшие открытые участки

местности.

Таким образом, в ближайшие десятилетия следует ожидать повыше-

ние активности применения БПЛА в вооруженных конфликтах, что потре-

буют использования новых способов автоматической посадки для обслужи-

вания неограниченного количества БПЛА.

79

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Научно технический отчет о НИР: Разработка информационного и

алгоритмического обеспечения систем автоматического управления беспи-

лотным летательным аппаратом на различных режимах полета. Шифр

«Строй». Научный руководитель С.В. Ипполитов – Воронеж: ВУНЦ ВВС

«ВВА», 2017. 113 с.

2 Системы адаптивного управления летательными аппаратами. /

А.С. Новоселов, В.Е. Болнокин, П.И. Чинаев, А.Н. Юрьев. - М. Машино-

строение, 1987. 280 с.

3 Лобанов Н.А. Основы расчета и конструирования парашютов. – М.:

Машиностроение,1965. 362 с.

УДК 629.7.017; 656.7.085

А.А. ЕСЕВ, Г.А. ХАБИБУЛЛИН Государственный лётно-испытательный центр имени В.П.Чкалова (г. Ахтубинск)

МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ КВАЛИМЕТРИИ

ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННЫХ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ

СИСТЕМ БОЕВЫХ ВЕРТОЛЕТОВ

Выполнение боевых задач экипажем боевого вертолета, оборудован-

ного гиростабилизированной оптико-электронной системой (ГОЭС), значи-

тельно повысили требования к обеспечению летчиков инструментальными

средствами отображения внекабинного пространства [1-5].

Отсутствие в нормативно-технических документах требований к

ГОЭС и светотехническому оборудованию, адаптированному к их примене-

нию, а также недостаточно глубокая проработанность методического обес-

печения их испытаний существенно затрудняют подготовку и проведение

испытаний, не позволяя получать адекватные оценки их характеристик, и

требуют разработки специального методического обеспечения, к которому

относится разработанное методическое обеспечение квалиметрии ГОЭС.

Методическое обеспечение квалиметрии ГОЭС следует примять то-

гда, когда возникает необходимость получить однозначную количествен-

ную оценку любого технического свойства ГОЭС. С его помощью можно

выполнить сравнительную оценку технического уровня различных ГОЭС и

определить их готовность к испытаниям в составе боевого вертолета. Для

расчета оценки технического уровня используется квалиметрический под-

80

ход, при котором коэффициенты качества простых, сложных и комплекс-

ных свойств определяются расчетным путем, а коэффициенты весомости

свойств и индивидуальные коэффициенты качества простых (качественных)

технических свойств – экспертным [1-5].

Последовательность экспертизы технического уровня ГОЭС экспер-

тами включает: построение дерева технических свойств ГОЭС: определение

коэффициентов весомости технических свойств ГОЭС; определение базо-

вых, экстремальных и реальных технических показателей; определение тех-

нических показателей (коэффициентов качества) простых, сложных, ком-

плексных свойств и показателей ГОЭС в целом.

После выполнения расчетов проводится обработка, анализ и оценка

результатов – для этого разработан и реализован специальный программный

комплекс. Разработка предложений по улучшению технических свойств

ГОЭС проводится в следующей последовательности: определяются свой-

ства (характеристики), которые требуют улучшения (это, прежде всего, про-

стые свойства с низким коэффициентом качества); разрабатываются и реа-

лизуются мероприятия (компоновочные, конструктивные и т.д.) по улучше-

нию этих свойств.

Разработанное методическое обеспечение позволяет выполнить сопо-

ставление (сравнительную оценку) технического уровня различных (отече-

ственных и зарубежных) ГОЭС и определить их готовность к испытаниям

в составе боевого вертолета. Использование дерева свойств, для оценки го-

товности ОНВ к испытаниям, позволяет сократить сроки наземных испыта-

ний и повысить их качество. Для применения разработанного методиче-

ского обеспечения квалиметрии ГОЭС разработано специальное алгоритми-

ческое и программное обеспечение.

Адекватность методического обеспечения квалиметрии ГОЭС под-

тверждена результатами опроса группы экспертов предметной области:

установлено, что с его помощью можно выполнить объективную оценку

технического уровня ГОЭС, их готовность к наземным и летным испыта-

ниям в составе боевого вертолета и сократить время: выполнения приемки

на испытания на 1 день (что составляет 1,5…3%) и наземных испытаний на

1…2 дня (что составляет 3…6%).

Программный комплекс экспертизы технического уровня ГОЭС бое-

вого вертолета, реализующий разработанное методическое обеспечение,

позволяет априорно оценить готовность ГОЭС к проведению испытаний,

провести объективное сравнительное оценивание различных моделей ГОЭС

и обосновывать замечания и рекомендации промышленности по доработке

и совершенствованию вертолетов, оборудованных ГОЭС, и светотехниче-

ским оборудованием, адаптированным к их применению.

81

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1 Есев А.А. Метод расчета оценки коэффициента технического

уровня вертолетных очков ночного видения // Оборонный комплекс - научно-техническому прогрессу России. 2013. № 2 (118). С. 56-62.

2 Есев А.А., Зыкин А.П., Яковлева Е.В., Ткачук А.В., Голосовский М.С. Методика оценки технического уровня очков ночного видения, приме-няемых в составе оборудования боевых вертолетов // Полет. Общероссий-ский научно-технический журнал. 2013. № 7. С. 40-46.

3 Есев А.А., Мережко А.Н., Ткачук А.В. Технология квалиметрии тех-нического уровня сложных систем // Вестник компьютерных и информаци-онных технологий. 2014. № 7 (121). С. 28-34.

4 Есев А.А., Ткачук А.В. Технология автоматизированной экспертизы технического уровня вертолетных очков ночного видения // Программные продукты и системы. 2013. № 4. С. 42.

5 Есев А.А., Ткачук А.В., Зыкин А.П. Методическое обеспечение ис-следования технического уровня образцов вооружения и военной техники // Двойные технологии. 2014. № 1 (66). С. 59-64.

УДК 681.5.01

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

ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА МЕЖСАМОЛЕТНОЙ

НАВИГАЦИИ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

ТИПА КОНВЕРТОПЛАНА

Полет в составе строя - один из наиболее сложных этапов использова-

ния беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Высокий уровень сложно-

сти и аварийности имеет применение групповой авиации.

Боевой опыт использования групп БЛА типа конвертоплана в спецо-

перациях и локальных конфликтах последнего времени показал существен-

ные недостатки, характеризуемые с решением задачи МСН при помощи ра-

диотехнических систем (РТС). Возможно именно посредством оптико-элек-

тронной системы инфракрасного диапазона (ОЭС ИК) возможно создание

системы МСН.

Анализ отечественных и зарубежных систем межсамолетной навига-

ции (МСН) представленных в таблице 1, выявил, что данные системы имеют

погрешности в измерениях относительных координат десятки метров и

весьма ограничивает возможности автоматизации полета в сомкнутом

строю [1].

82

Рисунок 1 - Результаты анализа отечественных и зарубежных систем МСН

Применение вышеупомянутой системы МСН БЛА позволяет:

- обеспечить боевую живучесть строя БЛА к огневому воздействию

противника. Вследствие чего строй имеет устойчивость к боевым пораже-

ниям любого количества БЛА (вплоть до полного уничтожения строя);

- за счет лазерной подсистемы противодействия помехам и кодиро-

ванного излучения обеспечивать устойчивость к искусственным и есте-

ственным помехам;

- формировать многошереножный пространственный строй произ-

вольной конфигурации и плотности.

Все это создает совершенные новые тактические схемы ведения бое-

вых действий в целом и применения беспилотной авиации.

Целью создания оптико-электронной системы межсамолетной нави-

гации (ОЭС МСН) БЛА является разработка конкурентоспособной и эффек-

тивной системы МСН БЛА различного класса. Эти факторы повышают ав-

тономность и безопасность выполнения полета строем, обеспечивают рас-

ширение боевых возможностей групп БЛА за счет автоматизации совмест-

ного полета строя неограниченной практически конфигурации.

Назначение оптико-электронной системы межсамолетной навигации

БЛА:

измерение координат ведущего БЛА (относительных);

вычисление заданных координат положения ЛА в строю по задан-

ным номеру шеренги, номеру положения в шеренге, признаку ведущий-ве-

домый, а также геометрическим параметрам строя, интервалу и дистанции;

образование в каналах системы автоматического управления управ-

ляющих воздействий.

На рисунке 1 показан принцип работы предлагаемой ОЭС МСН, опи-

сываемый схемой, и основан на обработке посредством монокулярной СТЗ

ведомого изображения ведущего и определении координат ведущего (ИК-

меток), вычислении относительных координат меток, вычислении парамет-

83

ров относительного положения ведущего, формировании параметров поло-

жения ведомого в строю, формировании сигналов автоматического управ-

ления, обеспечивающих заданную конфигурацию строя [2].

Рисунок 1 – Структурная схема ОЭС МСН в контуре САУ

Для ведомого и ведущего общая структура ОЭС МСН одинакова, но

алгоритмы работы отличаются – у ведомого – ИК-метки, у ведущего пас-

сивной является фотокамера[3].

Время-импульсное кодирование оптического сигнала меток решает

задачи помехозащищенности, энергоэффективности ОЭС.

Таким образом, в результате работы планируется получение конку-

рентоспособной и эффективной системы ОЭС МСН БЛА типа конверто-

плана, обеспечивающей повышение автономности и безопасности выполне-

ния полета строем, расширение их боевых возможностей.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Тарасов В.Г. Межсамолетная навигация / В.Г. Тарасов. М.: Маши-

ностроение, 1980. 184 с.

2 Патент РФ № 2378664 от 09.07.2008. Способ определения местопо-

ложения и углов ориентации летательного аппарата относительно взлетно-

посадочной полосы и устройство для его осуществления. Заявитель и патен-

тообладатель Бондарев В.Г., Бондарев В.В., Бондарев М.В., Ипполитов С.В.,

Конотоп В.И., Лейбич А.А. № 2008128185; заявл. 09.07.2008; опубл.

10.01.2010, Бюл. № 8. 16 с.: ил.

3 Якушенков, Ю.Г. Теория и расчет оптико-электронных приборов

учебник для ВУЗов / Ю. Г. Якушенков. 6-е изд., перераб. и доп. М.: Логос,

2012. 568 с.

84

УДК 681.5.01

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

ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА КОРРЕКЦИИ

НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА

Нарастающие во времени ошибки, которые обусловлены неточно-

стью введения начальных условий, погрешностей измерителей (гироскопов,

акселерометров), несовершенства применяемого алгоритма счисления

навигационных координат характерны автономными навигационным ком-

плексам воздушного судна (ВС) [1].

Для поправки измерительной информации навигационного комплекса

ВС предлагается использовать систему на основе оптико-электронного из-

мерителя, структурная схема которой представлена на рисунке 1:

ВЫЧИСЛИТЕЛЬ

УСИЛИТЕЛЬ

ЗАПОМИНАЮЩЕЕ

УСТРОЙСТВО

А

Ai

Ai / fi

fi / Ai

ДЕКОДИРУЮЩЕЕ

УСТРОЙСТВОПРИЕМНИК

ХРОНОМЕТР

ДАТЧИК

УГЛА

КОДИРУЮЩЕЕ

УСТРОЙСТВО

ЛАЗЕР

БЛОК

ЛАЗЕРНОГО

ОРИЕНТИРА

В

С

координат

Aб Сб AВ AС ΦМ ΛМ

задатчики базисных

углов расстояний

БЛОК ПРИЕМНИКА

ИЗЛУЧЕНИЯ

ΛВСi,ФВСi

ΨВСi,VВСi

Рисунок 1 – Структурная схема системы

Принцип работы устройства по выявлению координат, курса и скоро-сти ВС определяется следующей последовательностью. Лазерное излуче-ние, создаваемое в блоке лазерного ориентира, кодируемое по закону

if f B ( ) , где B - угол поворота луча лазера, принимается тремя приемни-

ками лазерного излучения. Декодируемые и усиленные сигналы в блоке приемника излучения, пропорциональные значениям азимутных углов

Аi Bi CiB B B, , , передаются в вычислитель. [2]. При этом с помощью хроно-

метра регистрируется время приема лазерного излучения соответствующим

85

приемником ti и передается в вычислитель. Запоминающее устройство не-обходим для хранения и выдачи в вычислитель углов и сторон базиса опти-ческих приемников ВС и координат лазерного маяка. Вычислитель осу-ществляет непосредственный расчет курса

ВС , координат

ВС ,

ВС и ско-

рости ВС ВС

V и выдачу для последующей корректировки систем счисления

ВС. Таким образом, применение для коррекции измерительной информа-

ции системы позволит значительно увеличить эффективность работы НК ВС, от которого в свою очередь зависит безопасность полетов и результат выполнения полетного задания.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Тарасов В.Г. Межсамолетная навигация / В.Г. Тарасов. М.: Маши-

ностроение, 1980. 265 с.

2 Патент РФ № 2378664 от 09.07.2008. Способ определения местопо-

ложения и углов ориентации летательного аппарата относительно взлетно-

посадочной полосы и устройство для его осуществления. Заявитель и патен-

тообладатель Бондарев В.Г., Бондарев В.В., Бондарев М.В., Ипполитов С.В.,

Конотоп В.И., Лейбич А.А. № 2008128185; заявл. 09.07.2008; опубл.

10.01.2010, Бюл. № 8. 16 с.: ил.

УДК 53.082.531

П.В. ПАВЛОВ, И.Э. ВОЛЬФ, А.А. БОГДАНОВ

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

МЕТОД ЦИФРОВОЙ СПЕКЛ-ФОТОГРАФИИ КАК

ПЕРСПЕКТИВНЫЙ ИНСТРУМЕНТ ОПТИЧЕСКОГО

КОНТРОЛЯ СОСТОЯНИЯ ВООРУЖЕНИЯ И ВОЕННОЙ

ТЕХНИКИ

Мировые тенденции в области авиастроения направлены на производ-

ство новых материалов, позволяющих добиться высокого соотношения

прочность/вес, надежности, а также повышенной коррозионной стойкости

по сравнению с другими конструкционными материалами. Для контроля

технического состояния выпускаемой продукции из новых материалов в

производство и в эксплуатацию внедряются новые оптические устройства

неразрушающего контроля (НК), [1,2]. Однако широкое использование дан-

ных методов ограничивается рядом факторов, таких как высокая стоимость,

86

большие габариты, низкая автоматизация и отсутствие возможности «поле-

вого» применения непосредственно на технике.

За последние десятилетие в мировом научном сообществе прослежива-

ется бурное развитие устройств НК, принцип действия которых основан на ис-

пользовании метода цифровой голографии и спекл-структур оптического из-

лучения [3,4]. Простота реализации и наличие современной элементной базы

оптоэлектроники, а так же многообразие современных методов обработки

цифровых изображений и вычислительных устройств, позволяет приступить к

созданию устройств дефектоскопического контроля, принцип действия кото-

рых основан на анализе параметров регистрируемых спекл-фотографий, при

отражении или прохождении когерентного (лазерного) излучения через зон-

дируемые материалы.

На сегодняшний день на кафедре 91 электрооборудования (и оптико-

электронных систем) ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж), в рамках научного

направления по исследованию технических путей построении оптико-элек-

тронных систем НК разработан роботизированный комплекс НК, который поз-

воляет осуществлять операции по дефектоскопическому контролю авиацион-

ных деталей, выполненных из непрозрачных, полупрозрачных и композитных

материалов, а так же осуществлять экспресс-контроль состояния рабочих

жидкостей авиационных систем [5,6].

В состав оптико-электронного комплекса неразрушающего контроля

входит портативный спекл-лазерный дефектоскоп и стационарная роботи-

зированная оптическая система.

Для управления комплексом и автоматизации процесса дефектоскопиче-

ского контроля разработано оригинального программное обеспечение, имею-

щее в своем составе несколько программных модулей [7].

Таким образом, внедрение разработанного оптико-электронного ком-

плекса неразрушающего контроля позволит повысить эффективность работ

по выполнению дефектоскопического контроля узлов и агрегатов воздуш-

ных судов и как следствие повысить безопасность полетов авиапарка госу-

дарственной авиации России.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Montanini R. Non-destructive evaluation of thick glass fiber-reinforced

composites by means of optically excited lock-in thermography/ Roberto Monta-

nini, Fabrizio Freni // Composites Part A: Applied Science and Manufacturing,

Volume 43, Issue 11 – 2012. pp. 2075–2082.

2 Fernandes, H.C. Fiber orientation assessment on surface and beneath sur-

face of carbon fiber reinforced composites using active infrared thermography/

Fernandes, H.C., Maldague, X.P.V.// Proceedings of SPIE - The International So-

ciety for Optical Engineering, Volume 9105. 2014. Article number 91050D.

87

3 Phase retrieval method for multiple wavelength speckle patterns / N.V. Pe-

trov, V.G. Bespalov, A.A. Gorodetsky // Proc. SPIE. 2010, V.7387. P. 501 − 510.

4 Реконструкция пространственного фазового распределения в ди-

фракционном спекл-поле и восстановление изображения объекта по записи

интенсивности / Б.Б. Горбатенко, В.П. Рябухо, Л.А. Максимова // Оптика и

спектроскопия. 2006. Т.101. №5. С. 861 − 865.

5 Павлов П.В., попов Ф.Н. Информационно-диагностический ком-

плекс дефектоскопического контроля // Труды МАИ, 2017, В. 92. С. 22.

6 Павлов П.В., Москвин Н.В., Астахов М.О., Манучаров Д.Р. Способ

экспресс-контроля авиационного топлива // Насосы. Турбины. Системы.

№3. 2018. С. 28 – 35.

7 Лагошный И.С., Павлов П.В. Программный модуль автокорреляци-

онной обработки цифровых спекл-фотографий для настольных систем MS

Windows и портативных устройств Android // Информационные технологии.

Радиоэлектроника. Телекоммуникации. 2015. № 5-2. С. 26 – 31.

УДК 53.082.531

П.В. ПАВЛОВ, И.Э. ВОЛЬФ, М.Р. НУРМАГОМЕДОВ

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

КОНТРОЛЬ ОСТЕКЛЕНИЯ КАБИН ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

МЕТОДОМ СПЕКЛ-СТРУКТУР ОПТИЧЕСКОГО ИЗЛУЧЕНИЯ

По данным службы безопасности полетов ВКС МО РФ продолжает

увеличиваться число авиационных инцидентов и происшествий по причине

разрушения остекления кабин воздушных судов в полете. Основными при-

чинами, данных ситуаций являются: низкая достоверность результатов де-

фектоскопического контроля элементов остекления, нарушение технологии

установки остекления на производстве, снижение прочности, старение кле-

евых соединений и т.д.

В работах сотрудников ВИАМ и НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ ВВС МО

РФ [1,2] установлены основные причины снижения прочности элементов

остекления от возникновения на поверхности стекла «серебра», что позво-

лило снять ряд вопросов по продлению календарных сроков службы дета-

лям остекления кабин самолетов. Установлена критическая глубина де-

структивного слоя, поверхностей остекления из органического слоя при ко-

торой достигается наименьшая прочность [3,4], а так же разработаны мето-

дики и способы ремонта и продления ресурса авиационного остекления. Од-

нако, инструменты дефектоскопического контроля авиационного остекле-

ния, которые применяются в строевых частях ВКС МО РФ, построены на

88

принципах оптико-визуального контроля, что не позволяет с высокой досто-

верность оценить глубину очагов дефектов типа «серебро» и тем самым

установить и спрогнозировать предотказное состояние [5, 6].

Анализ научной литературы показал, что за последние десятилетие раз-

работано ряд новых оптических инструментов неразрушающего контроля,

принцип действия которых основан на использовании метода цифровой голо-

графии и метода спекл-структур оптического излучения (МССОИ). Простота

реализации таких методов, наличие современной элементной базы оптоэлек-

троники, а так же многообразие современных методов обработки цифровых

изображений с применением вычислительных устройств, позволило сотруд-

никам кафедры 91 электрооборудования (и оптико-электронных систем)

ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж), разработать макет экспериментального пор-

тативного спекл-лазерный дефектоскопа, который позволяет осуществлять

операции по дефектоскопическому контролю авиационных деталей, выпол-

ненных из непрозрачных, полупрозрачных и композитных материалов в поле-

вых условиях [7]. Натурные испытания данного устройства проводились в

ходе дефектоскопического контроля элементов остекления кабины самолета

МиГ-31, установлено, что параметры регистрируемых спекл-картин при отра-

жении когерентного (лазерного) излучения от участка поверхности остекле-

ния с дефектами типа «серебро» сильно отличаются от параметров спекл-кар-

тин зарегистрированных от участка остекления, не имеющего дефекта. Основ-

ная проблема, которая возникла в дальнейших исследований, заключалась в

отсутствии эталонных образцов остекления, которые бы имели известную глу-

бину деструктивного слоя, что позволило бы откалибровать прибор (получить

эталонные спекл-картины) и в дальнейшем разработать методику неразруша-

ющего контроля (НК) элементов кабины воздушных судов с применением

устройств НК принцип действия которых основан на использовании МССОИ.

Для решения данной задачи с января 2019 года по плану научной работы

ВКС МО РФ проводится научно-исследовательская работа, результатом кото-

рой будет разработка методики проведения операций по неразрушающему

контролю элементов остекления кабин воздушных судов с применением

устройств, принцип действия которых основан на использовании метода

спекл-структур оптического излучения.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Мекалина И. В., Айзатулина М. К., Сентюрин Е. Г., Попов А. А. Осо-

бенности влияния атмосферных факторов на авиационные органические

стекла // Труды ВИАМ. 2018. №11.

2 Балашов А.А., Акользин С.В., Комаров В.Г. Ускоренные испытания деталей

остекления из фтороорганического стекла воздушных судов в условиях субтропи-

ческого и жаркого тропического климата // Сб. научных статей Всероссийской НПК

89

«Проблемы эксплуатации авиационной техники в современных условиях». 24-25

ноября 2016 года. ЦНИИИ ВВС. Люберцы. С. 241 – 245.

3 Сентюрин Е. Г., Мекалина И. В., Айзатулина М. К., Орлова И. В. По-

лирование и шлифование – эффективные методы повышения «серебростой-

кости» и оптических характеристик оргстекол при изготовлении и продле-

нии ресурса авиационного остекления в эксплуатации (обзор) // Труды

ВИАМ. 2018. №10.

4 Акользин С.В., Фролков А.И. Восстановление работоспособности

теплостойкого авиационного остекления при ремонте и в эксплуатации

//Авиационная промышленность. 2014. №1. С. 41 – 44.

5 Эксплуатация и восстановление деталей остекления из органического

стекла изделий авиационной техники. Выпуск 6599. 1993. г.

6 Технологические рекомендации по эксплуаитации и восстановлению

силикатных стекло объектов авиационной техники. Выпуск 6771. 1994 г.

7 Павлов П.В., Вольф И.Э., Москвин Н.В. Применение метода спекл-

структур оптического излучения в задачах неразрушающего контроля //

Журнал. Воздушно-космические силы. Теория и практика №6 (6). 2018.

С. 112 – 122.

УДК 621.383

Е.А. РЯБИНИНА, В.А. СМОЛИН Филиал ФГБОУ ВО «НИУ «МЭИ» в г. Смоленске

РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМА РАБОТЫ ИЗМЕРИТЕЛЬНО-

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ

ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ ЯРКОСТИ АТМОСФЕРЫ

На сегодняшний день нет практически никаких запретов на использо-

вание дронов на территории РФ [1]. Ввиду данного факта «пилотом» может

стать любой человек, в том числе не владеющий сведениями о возможном

расположении зон ограничения полетов, или же злоумышленник. Поэтому

крайне важно для обеспечения противодействия беспилотным воздушным

судам (БВС), совершающим несанкционированные полеты в воздушном

пространстве, разрабатывать новые и повышать эффективность существую-

щих средств поиска БВС.

На кафедре ЭиМТ в Смоленском филиале МЭИ было проведено ис-

следование в инфракрасном (ИК) диапазоне с обработкой результатов фо-

новым методом (из потока информации в первую очередь выделяют эле-

менты, принадлежащие изображению атмосферы, а оставшиеся — соответ-

ствуют излучению БВС). Но работа такого устройства при 20º телесного

90

угла от солнца невозможна. Решением может стать измерительно-вычисли-

тельный комплекс (ИВК) с дополнительным ультрафиолетовым (УФ) кана-

лом.

После включения радиометра происходит установка нуля поворот-

ного устройства. После чего пользователю необходимо выбрать один из

пунктов меню: при нажатии клавиши «А» происходит установка координат

поворотного устройства, а нажатие клавиши «В» дает старт измерениям.

Во время установки координат поворотного устройства пользователь

вводит начальные и конечные координаты на горизонтальной и вертикаль-

ной оси, формирующие кадр измерений.

Процесс измерений включает в себя измерение энергетической ярко-

сти атмосферы, температуры, давления и влажности окружающей среды.

Также осуществляется движение поворотного устройства по горизонталь-

ной и вертикальной осям с целью формирования кадра (рисунок 1).

2

Рисунок 1 – Измерение энергетической яркости участка атмосферы

На рисунке 1 – радиометр, 2 область сканирования. Полученные дан-

ные записываются на flash-карту, после чего значения количества проходов

обнуляются и цикл начинается заново. Выход из программы осуществля-

ется вручную оператором посредством выключения радиометра. В настоя-

щее время ведется дальнейшая разработка устройства.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Порядок использования беспилотных воздушных судов [Электрон-

ный ресурс]. Режим доступа: https://www.favt.ru/poryadok-ispolzovaniya-

bespilotnyh-vozdychnih-sudov/ свободный (дата обращения: 15.10.2018)

91

2 Смолин В.А, Рассказа Д.С., Костикова Т.А., Рачковский С.С. Разра-

ботка измерительно-вычислительного комплекса для исследования соб-

ственного излучения облачной атмосферы // Сборник: XIV международная

научно-техническая конференция студентов и аспирантов «Информацион-

ные технологии, энергетика и экономика» Смоленск: Издательство «Уни-

версум», филиал НИУ МЭИ в г. Смоленске, т.3, 2015. 284 с.

УДК 629.7.066

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

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ

РАЗВИТИЯ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СРЕДСТВ

ВОЗДУШНОЙ РАЗВЕДКИ

Воздушная разведка является одним из важнейших видов разведки,

проводимой большинством видов и родов войск, в основном Воздушно-кос-

мическими силами, для получения требуемого объема информации о про-

тивнике и местности при ведении боевых действий. Данный вид разведки в

настоящее время в основном осуществляется посредством оптико-электрон-

ных средств (ОЭС), входящих в состав пилотируемых (Су-24МР, Ту-22МР)

и беспилотных комплексов воздушной разведки, функционирующих в оп-

тическом диапазоне длин волн от 0,24 мкм до 14 мкм.

В зависимости от принципов построения ОЭС подразделяются на сле-

дующие классы:

одноканальные системы видимого и инфракрасных (ИК) диапазонов,

включая гиростабилизированные со сменными вариантами информацион-

ных каналов и лазерным дальномером;

двухканальные гиростабилизированные системы видимого и ИК-диа-

пазонов, в том числе с лазерным дальномером-целеуказателем (ЛДЦУ);

многоканальные гиростабилизированные системы ультрафиолето-

вого, видимого, инфракрасного (ближнего, среднего, дальнего) диапазонов

с ЛДЦУ;

гиперспектральные системы.

Перечисленные оптико-электронные средства используются в составе

целевого оборудования при разработке комплексов с беспилотными лета-

тельными аппаратами в нашей стране и за рубежом. В связи с быстрым раз-

витием цифровых технологий в качестве приемников оптического излуче-

ния (ПОИ), являющихся одним из основных функциональных элементов

оптико-электронных средств, используются матричные ПОИ: ПЗС-матрицы

92

(прибор с зарядовой связью) и КМОП-матрицы (комплементарный металло-

оксидный полупроводник).

Оптико-электронные средства инфракрасного диапазона имеют пре-

имущество перед ОЭС видимого диапазона в случае мониторинга земной

поверхности в сложных метеорологических условиях, а также при обнару-

жении и распознавании замаскированных военных объектов и техники. Для

устранения собственных шумов, возникающих при комнатной температуре,

приемники инфракрасного излучения необходимо охлаждать. При этом

опытным путем [1] установлено, что требуемая температура ПОИ должна

быть тем ниже, чем больше средняя длина волны используемого диапазона.

Охлаждаемые детекторы (детекторы прямого детектирования) позволяют

получить изображения с высоким качеством, а также имеют возможность

работы с длиннофокусными камерами. К неохлаждаемым детекторам (де-

текторам тепло-детектирования) относятся микро-болометры, термопары и

т.д. Данные детекторы, работающие в диапазоне длин волн от 8 до 12 мкм,

имеют небольшие габариты и массу, выходят на рабочий режим сразу после

включения и потребляют малую мощность, а также имеют относительно не-

высокую цену. Такие детекторы, исходя из перечисленных преимуществ,

актуальны к использованию в составе инфракрасных средств воздушной

разведки на беспилотных летательных аппаратах и в совокупности с их

летно-техническими характеристиками создают оптимальные условия для

ведения воздушной разведки, а также обеспечения автоматической посадки.

В последние годы динамично развиваются гиперспектральные си-

стемы воздушной разведки, использующие от нескольких сотен до тысячи

спектральных каналов и позволяющие детектировать объекты воздушной

разведки малой величины, идентифицировать их состав и происходящие в

них процессы, различать объекты очень близких классов. Принцип действия

систем такого типа основан на способности поверхностей объектов воздуш-

ной разведки поглощать или отражать электромагнитное излучение. Обла-

дая сниженными требованиями к пространственному разрешению, гипер-

спектральные системы имеют датчики с относительно малыми габаритами

и массой. Это позволяет размещать такие датчики на беспилотных летатель-

ных аппаратах.

В работе [1] проведены исследования зависимости показателя эффек-

тивности (усредненного значения максимальных эффективных захватов на

множестве граничных значений требуемого линейного разрешения на мест-

ности) от массы ОЭС. Проанализированы характеристики более 100 образ-

цов зарубежных и отечественных систем. В результате сделан вывод о том,

что, несмотря на монотонный характер возрастания массы при увеличении

значения эффективного захвата, наблюдается тенденция приближения ха-

рактеристик оптико-электронных средств к некоторому физическому пре-

93

делу. Так, например, экспериментально доказано, что предельно достижи-

мые характеристики по температурной чувствительности ∆T для диапазона

3…5 мкм составляют у фотонных охлаждаемых матричных приемников из-

лучения 0,006 К, у тепловых неохлаждаемых матричных приемников излу-

чения – 0,3 К. Для диапазона 8…14 мкм величины этой характеристики при-

нимают значения 0,001 и 0,006 К соответственно. При этом предельно до-

стижимые значения эффективного элементарного поля зрения составляют

0,02 мрад для среднего и 0,05 мрад для дальнего ИК-диапазона. Отсюда сле-

дует, что из-за большого значения ∆T=0,3 К системы с неохлаждаемыми

тепловыми матричными приемниками излучения на диапазоне длин волн

3…5 мкм разрабатывать нецелесообразно.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Сверчков Д.Ю., Левшин Е.А. Оценка обнаружительной способности

систем воздушной разведки в различных условиях фоноцелевой обстановки

// Сборник статей по материалам докладов V Международной научно-практи-

ческой конференции «АВИАТОР». Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018.

С.121-123.

УДК 629.7.05:358.423

А.Н. СКОМОРОХОВ, В.В. ЯСТРЕБОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ВОЗМОЖНОСТИ СОВРЕМЕННЫХ ПРИЦЕЛЬНО-

НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ САМОЛЕТОВ

ФРОНТОВОЙ БОМБАРДИРОВОЧНОЙ АВИАЦИИ

ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ

В настоящее время на вооружении фронтовой бомбардировочной

авиации (оперативно тактической авиации) находятся самолеты бомбарди-

ровщик Су-24М и многоцелевой истребитель-бомбардировщик поколения

4++ Су-34.

На Су-24М применена модернизированная ПНС-24М “Тигр”, уста-

новлен бортовой комплекс обороны, более современное радионавигацион-

ное и связное оборудование, доработана система объективного контроля и

регистрации параметров полета.

Прицельно-навигационная система (ПНС) при решении задачи бом-

бометания с горизонтального полета обеспечивает прицеливание непосред-

ственно по неподвижным и движущимся целям или по вынесенным точкам

94

(ВТ), вывод самолета в точку сброса и сброс авиабомб. Прицеливание по

визуально-видимым целям выполняется с помощью лазерной телевизион-

ной прицельной системы (ЛТПС) и ППВ. По радиолокационно-контраст-

ным целям прицеливание выполняется с помощью радиолокатора перед-

него обзора (РПО). ПНС позволяет выполнять бомбометание с прицелива-

нием по запрограммированной или незапрограммированной цели и по за-

программированной ВТ.

В качестве счетно-решающего устройства в ПНС используется борто-

вая цифровая вычислительная система (БЦВС), которая обеспечивает реше-

ние навигационных и боевых задач. Задача прицеливания решается в БЦВС

на основе комплексной обработки информации, полученной от различных

датчиков. БЦВС выдает сигналы для управления самолетом, визирными

устройствами, системой вооружения, а также сигналы индикации.

ПНС позволяет решать задачи воздушной навигации и боевого при-

менения в области размером 5000км на 5000км. При этом в ПНС возможен

ввод данных о: 6 ППМ вводимых в ПНК или о 9 ППМ вводимых в РСБН, до

6 целей, до 6 ориентиров коррекции, возможен ввод оперативных целей в

полете, и оперативных ППМ, программируется информация о 9 аэродромах

посадки и один аэродром можно ввести оперативно, 9 маяков РСБН, данные

для работы с цепочками РСДН.

ПНС “Тигр” обеспечивает возможность применения управляемых

средств поражения наземных целей с лазерной и телевизионной системами

наведения. В состав ПНС-24М включена лазерно-телевизионная прицель-

ная система “Кайра”, заменившая ЭОВ “Чайка-1”. Для обеспечения приме-

нения управляемой ракеты Х-59 и корректируемой бомбы КАБ-1500ТК с

телевизионно-командной системой наведения предусмотрена возможность

установки аппаратуры управления в подвесном контейнере. Из состава ПНС

исключены теплопеленгатор ТП-23Е и телевизионный пеленгатор “Таран”

системы наведения ракеты Х-23. Вместо “Филина” установлена в подвес-

ном контейнере аппаратура Л-080 “Фантасмагория-Б”. Радиовысотомеры

РВ-3МП и РВ18А1 заменены единым радиовысотомером РВ-21 “Импульс”.

По информации Объединённой авиастроительной корпорации (ОАК),

Су-34 может выполнять задачи в условиях огневого и информационного

противодействия. По своим боевым возможностям самолёт относится к по-

колению 4+. Наличие системы активной безопасности и новейших компью-

теров обеспечивают прицельное бомбометание и маневрирование.

«Цифровое радиоэлектронное бортовое оборудование самолёта по-

строено по принципу открытой архитектуры, что позволяет достаточно про-

сто проводить замену его комплексов и систем на вновь разработанные», —

говорится в материалах ОАК.

95

Су-34 способен применять широкий арсенал вооружения: высокоточ-

ные ракеты, включая противокорабельные и противорадиолокационные, не-

управляемые и корректируемые авиабомбы, ракеты класса «воздух — воз-

дух», 30-мм пушку для ближнего боя.

Вооружение Су-34 размещается на 12 точках подвески (у Су-27 — на

десяти). Самолёт может уничтожить как хорошо укреплённый объект, так и

малоразмерную цель. Максимальная взлётная масса машины составляет

около 45 т (против 30,5 т у Су-27), максимальная скорость — 1,9 тыс. км/ч

(против 2,5 тыс. км/ч у Су-27). Номенклатура вооружения класса «воздух-поверхность» достаточно

многочисленна и включает в себя как корректируемые авиабомбы типа

КАБ-500, КАБ-1500, так и неуправляемые (С-25, С-13, С-8) и управляемые

(Х-25, С-25Л, Х-29, Х-31, Х-35, Х-58 (У), Х-59 (М)) ракеты.

Таким образом, на основании проведенного сравнительного анализа

и по опыту применения самолетов данных типов в боевых условиях с2018

года Новосибирский авиазавод приступил к модернизации стоящих на во-

оружении самолетов Су-34.

На бомбардировщики устанавливают более совершенные прицельно-

навигационные комплексы, средства связи и радиоэлектронной борьбы

(РЭБ).

Планируется реализовать вывод цветного изображения от лазерной

оптической прицельной системы на многофункциональные индикаторы в

кабине экипажа, с поддержкой режима селекции движущихся целей.

Некоторые эксперты предполагают, что Су-34 станет одним из носи-

телей гиперзвуковой ракеты «Кинжал».

УДК 528.5

С.О. СТОЛБОВ, Г.В. НИКАНДРОВ АО «КТ – Беспилотные Системы» (г. Санкт-Петербург)

ТЕХНОЛОГИИ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ С ПРИМЕНЕНИЕМ

СИСТЕМ ЛАЗЕРНОГО СКАНИРОВАНИЯ И ЛОКАЦИИ

Решение задачи обеспечения робототехнических комплексов досто-

верной навигационной информацией является одним из основных условий

обеспечения безопасности их применения. Применение устройств лазер-

ного сканирования и локации позволяет создавать высокоточные помехо-

устойчивые системы определения местоположения.

96

Создание и производство роботизированных комплексов в целом и

беспилотных летательных аппаратов (БЛА) в частности, является в настоя-

щее время одним из доминирующих трендов развития сложных техниче-

ских систем. Все большее количество областей применения робототехниче-

ских комплексов обуславливает повышение требований к обеспечению без-

опасности их применения. Одним из немаловажных факторов обеспечения

безопасности применения роботизированных систем является решение за-

дачи навигации [1].

Для успешного решения задачи навигации бортовая система должна

иметь точные данные о своем фактическом местоположении, уметь строить

маршрут, управлять параметрами движения, правильно интерпретировать

информацию об окружающей среде, получаемую от датчиков. Исходя из

этого, можно выделить направления, которые необходимо решать для обес-

печения навигации:

- необходимо сформировать достаточно точную картину окружаю-

щего пространства или образ среды;

- необходимо иметь данные о реальном положении в пространстве.

Для решения задачи обеспечения БЛА точными данными о его место-

положении используются различные методы, которые можно разделить на

два крупных класса: с использованием наземного оборудования и без ис-

пользования (автономные).

Использование автономного оборудования (только на борту БЛА)

представляется одним из наиболее перспективных средств решения задачи

[2], но оно не лишено ряда недостатков: высоких требований к вычислитель-

ным средствам, зависимости от уровня внешней освещенности и погодных

условий.

В качестве неавтономных (наземных) средств решения задачи обеспе-

чения БЛА точными данными о его местоположении используются следу-

ющие методы:

- системы спутниковой навигации GPS/ГЛОНАСС с использованием

дифференциальных поправок, получаемых от наземной локально кон-

трольно-корректирующей станции;

- радиолокационные системы определения координат;

- оптические системы, использующие технологии лазерной локации.

Опыт применения робототехнических комплексов (РТК) показал уяз-

вимость спутниковых систем навигации РТК при подавлении или искаже-

нии навигационного поля организованными помехами или даже собствен-

ными системами радиоэлектронного подавления.

Выполнение задачи обнаружения, сопровождения и определения ме-

стоположения на достаточно больших расстояниях с высокой точностью

возможно с применением радиолокаторов, но при этом определение место-

положения производится в активном режиме радиолокатора, что приводит

97

к снижению скрытности применения такой системы. Также радиолокацион-

ные системы посадки имеют достаточно высокую стоимость.

Таким образом, известные применяемые на практике средства и спо-

собы обнаружения, сопровождения и определения местоположения имеют

ряд недостатков, которые обуславливаются их высокой сложностью, низкой

надежностью, высокой стоимостью, низкой помехоустойчивостью и воз-

можностью применения в различных погодных условиях. Это повышает

аварийность, приводит к срывам выполняемых задач.

Указанные причины обуславливают необходимость в создании си-

стем обнаружения, сопровождения и определения лишенных данных недо-

статков.

Определение местоположения БЛА оптическими методами можно

разделить на две категории:

- методы, использующие технологию лазерной локации [3];

- методы, использующие технологии обнаружения и определения ме-

стоположения на основе обработки видеоинформации [4].

Использование технологии лазерной локации позволит создать си-

стемы, которые, при решении задачи обнаружения, сопровождения и опре-

деления местоположения, будут независимы от данных внешних систем и не

подвержены влиянию радиопомех естественного и искусственного происхожде-

ния.

Разработанная Лазерная система определения координат (ЛСОК)

предназначена для решения задачи обеспечения точных и достоверных дан-

ных о фактическом положении БЛА на этапе посадки. Система позволяет

точно позиционировать БЛА при невозможности использовать сигналы

спутниковых систем навигации и создавать систему автоматической по-

садки без использования активных транспондеров.

Рисунок – 1 Принцип действия лазерной системы определения координат

98

Измерительный блок ЛСОК, включающий в себя лазерный дально-

мер, оптический дефлектор, телевизионную и сверхконтрастную камеры ви-

димого диапазона, устанавливается на опорно-поворотном устройстве

вблизи взлетно-посадочной полосы. Положение устройства в пространстве

известно с высокой точностью. Система обеспечивает автоматическое ска-

нирование сектора воздушного пространства в направлении ожидаемого по-

явления БЛА. При появлении сигнала, отраженного от установленного на

борту уголкового отражателя, происходит захват и угловое сопровождение

объекта. По вычисленной дальности и двум угловым координатам стано-

вится возможным определить положение БЛА в пространстве. Эти данные

передаются на бортовую информационно-управляющую систему по сред-

ствам защищенного радиоканала.

Применение лазерных сканирующих устройств типа лидар, позволяет

решать, как задачи навигации и избегания столкновений, так и построения

трехмерных карт в реальном масштабе времени. Отличительной особенно-

стью подобных приборов является высокая частота сканирования, высокая

точность определения дальности и отсутствие зависимости от уровня внеш-

ней освещенности. За секунду устройство генерирует сотни тысяч лазерных

импульсов, которые отражаются от исследуемых объектов, формируя тем

самым облако точек, в точности определяющих пространственное положе-

ние предметов.

Рисунок 2 – Облако точек, сформированное лидаром в трехмерном пространстве

Комплексирование применения систем инерциальной навигации, спутни-

ковых навигационных систем, систем лазерной локации и сканирования, систем

99

технического зрения, основанных на методах обработки видеоинформации, поз-

волит создать комплексы, обеспечивающих решение задачи навигации с доста-

точной точностью и высокой помехозащищенностью. Системы, созданные с

использованием данных технологий, могут использоваться в различных ви-

дах РТК, при этом внедрение этих систем не требует существенной дора-

ботки составных частей РТК.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Верба В.С., Некоторые аспекты создания отечественных авиацион-

ных беспилотных комплексов, научно-технический журнал "Интеллект &

Технологии", № 3. 2015, С. 14-17.

2 Агеев А.М., Бондарев В.Г., Ипполитов С.В., Лопаткин Д.В., Скоков

С.А., Перспективы развития и применения комплексов с беспилотными ле-

тательными аппаратами// Сборник научных докладов и статей по материа-

лам II Научно-практической конференции. 2017. С. 17–23.

3 В.И. Козинцев и др. под ред. Рождествина В.Н. Основы импульсной

лазерной локации: учеб. пособие. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010.

4 Алпатов Б.А., Бабаян П.В., Балашов О.Е., Степашкин А.И. Методы

автоматического обнаружения и сопровождения объектов. Обработка изоб-

ражений и управление. М.: Радиотехника. 2008. 176 с.

УДК 623.465.7:004.383.4

А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ, А.Н. ГАНАГИН, А.В. ГАРНЫШЕВ

Войсковая часть 15650 (г. Ахтубинск)

ПРАКТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ РАЗРАБОТКИ МЕТОДИЧЕСКОГО

ОБЕСПЕЧЕНИЯ НАЗЕМНЫХ ИСПЫТАНИЙ ОПТИКО-

ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ САМОНАВЕДЕНИЯ

Порядок создания составных частей объектов авиационной техники,

к которым относятся рассматриваемые в данной работе оптико-электрон-

ные системы самонаведения авиационных средств поражения, определен

Положением о создании авиационной техники военного назначения и авиа-

ционной техники специального назначения (далее - Положение). В Положе-

нии определено, что на этапах предварительных испытаний ответственным

за методическое обеспечение испытаний является разработчик образца, на

этапе государственных испытаний — испытательный центр Заказчика,

функции которого в Воздушно-космических силах исполняет войсковая

часть 15650.

100

При этом, при участии специалистов войсковой части 15650 в предва-

рительных наземных испытаниях возникает юридическая коллизия: с одной

стороны — методики испытаний формирует разработчик образца, с другой

стороны в Приложении № 6 к Положению указано, что войсковая часть

15650 является головной организацией по разработке единых методик и

программ испытаний. Особенно актуальным становится этот вопрос при

формировании программы и методик наземных испытаний оптико-элек-

тронные системы самонаведения авиационных средств поражения (ОЭСН

АСП), связанных с применением технологий математического и полунатур-

ного моделирования.

Расхождения во взглядах к методической и технической составляю-

щей процесса проведения исследований методами моделирования, различие

в определении объема и условий проведения опытно-теоретических экспе-

риментов, часто приводит к задержке сроков согласования и утверждения

программ и методик испытаний. В статье будут предложены подходы к фор-

мированию методического обеспечения наземных испытаний ОЭСН АСП с

учетом обеих заинтересованных сторон: Разработчика и Заказчика.

В Положении приведен исчерпывающий перечень ситуаций, когда

натурные испытания должны сопровождаться моделированием и когда

оценки заданных характеристик образца проводятся методами моделирова-

ния.

Сопровождающее моделирование проводится с целью сокращения

сроков, повышения эффективности, снижения объемов и стоимости испы-

таний, а также обеспечения безопасности их проведения. Данный вид моде-

лирования применяется в основном при проведении летных испытаний

опытного образца АСП.

Моделирование для оценки заданных характеристик образца в усло-

виях применения, невоспроизводимых в полете, и во внештатных режимах

работы проводится на всех этапах разработки образца ЛСП и его составных

частей.

В частности, при проведении наземных испытаний ОЭСН АСП с ис-

пользованием методов моделирования должны оцениваться такие техниче-

ские характеристики, которые на данном этапе создания ОЭСН невозможно

проверить в летном эксперименте в составе образца АСП. Как правило, на

этапе формирования перечня характеристик ОЭСН АСП, оцениваемых ме-

тодами моделирования и возникает большинство разногласных вопросов.

При наличии на предприятии развитой системы средств моделирова-

ния и современного программного обеспечения, разработчик образца ОЭСН

стремится как можно больше оценок провести с использованием имитаци-

онного моделирования без включения в контур моделирования других со-

101

ставных частей АСП. Со стороны заказчика наоборот приветствуется при-

менение полунатурного моделирования с использованием составных частей

АСП.

В данном случае разработка совместной комплексной методики про-

ведения моделирования является одним из решений данной проблемы.

Предлагается весь алгоритм моделирования разделить на следующие ста-

дии.

На первой стадии проводится автономное имитационное моделирова-

ние ОЭСН без использования реальных составных частей. На данной стадии

идет отработка и доводка программного обеспечения ОЭСН.

Вторая стадия включает в себя полунатурное моделирование ОЭСН с

использованием реальных составных бортовой системы управления АСП.

Эта стадия является важнейшим этапом для отработки и проверки функци-

онального взаимодействия ОЭСН и бортовой системы управления АСП в

процессе наведения на цель.

Третья стадия моделирования включает в себя исследование функци-

онирования ОЭСН и составных частей АСП при имитации летного экспери-

мента в составе АСП. На данном этапе проверяется взаимодействие АСП с

бортовым оборудованием носителя в режиме совместного полета, а также

взаимодействие ОЭСН с аппаратурой АСП в режиме автономного полета.

Из вышеизложенного следует, что при разработке программ и мето-

дик наземных испытаний ОЭСН АСП целесообразно уделять особое внима-

ние проведению оценок характеристик ОЭСН АСП методами моделирова-

ния в соответствии с предлагаемым алгоритмом.

УДК 23.465.7:004.383.4 А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ, А.Н. ГАНАГИН. А.В. МУХИН

Войсковая часть 15650 (г. Ахтубинск) ОБОСНОВАНИЕ СПЕЦИАЛЬНЫХТЕХНИЧЕСКИХ

ТРЕБОВАНИЙ К КОМПЛЕКСАМ ПОЛУНАТУРНОГО

МОДЕЛИРОВАНИЯ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЙ ХАРАКТЕРИСТИК

ПОМЕХОУСТОЙЧИВОСТИ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ

СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ АВИАЦИОННЫХ

СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ Для эффективного применения управляемых авиационных средств

поражения (УАСП) их системы наведения должны обладать всепогодно-

стью и круглосуточностью, а также иметь защиту как от естественных по-

мех (туман, снег, дождь, солнечный свет, песчаные бури), так и от помех,

102

создаваемых противником (ложные лазерные цели, аэрозольные завесы,

тепловые ловушки и т.п.). Проблема помехоустойчивости оптико-электронных систем наведе-

ния (ОЭСН) УАСП в настоящее время решается применением комплексиро-вания системы наведения с инерциально-спутниковой системой или созда-нием отдельных систем, так как все используемые каналы слежения явля-

ются уязвимыми к воздействию организованных помех, однако использова-ние данных способов не в полной мере учитывает динамику наведения УАСП в условиях информационно-огневого противодействия противника с использованием комплексов и средств РЭБ и ПВО/ПРО.

Оценке характеристик помехоустойчивости ОЭСН УАСП в летном эксперименте должно предшествовать обязательное исследование в назем-ных условиях с использованием опытно-теоретического метода, основан-ного на комплексном применении математического и полунатурного моде-лирования процессов наведения УАСП на стендовом оборудовании.

В настоящее время среди предприятий-разработчиков отсутствует единый технический и методический подход к обоснованию требований для создания комплексов полунатурного моделирования (КПМ) исследований

характеристик систем наведения УАСП в части помехоустойчивости. Дан-ная научно-техническая проблема недостаточно исследована и будет рас-смотрена в данной статье.

Созданию КПМ должна предшествовать разработка технических тре-бований к их составу, функциональному назначению и характеристикам. Все требования, предъявляемые к КПМ, можно формально разделить на об-щие и специальные.

К общим техническим требованиям, предъявляемым к КПМ, будем относить требования, характерные для большинства типов математических моделей и КПМ, применяемых при проведении моделирования образца авиационной техники (адекватность, точность, модульность, стандартные требования к программному обеспечению и т.д.).

Под специальными техническими требованиями к КПМ будем пони-мать требования, предъявляемые к КПМ, применяемым при проведении мо-делирования конкретного образца авиационной техники или характери-стики, в данном случае - помехоустойчивости ОЭСН УАСП.

Состав КПМ обосновывается исходя из выполняемых функциональ-ных задач и должен включать в себя вычислительную часть (математиче-ские модели элементов ОЭСН УАСП, внешней среды и процессов, про-граммные средства моделирования), стендовую часть (динамические стенды, имитаторы воздействий и помех, фоноцелевая обстановка), сред-ства регистрации и хранения материалов модельных экспериментов, а также элементы аппаратуры ОЭСН, включение которых в контур моделирования сложных процессов позволяет уменьшить априорную неопределенность и

исследовать процессы, для которых нет точного математического описания.

103

Математическая модель (ММ) ОЭСН УАСП должна содержать мате-матическое (алгоритмическое) описание основных функциональных блоков ОЭСН, описание типовых целей в зависимости от типа подстилающей по-верхности, условия применения и помеховую обстановку.

Функциональные блоки ММ ОЭСН должны представлять собой группу блоков-модулей, которые предназначены для отображения ОЭСН как системы отдельных взаимосвязанных структурных элементов. Данные структурные элементы включаются в модель ОЭСН в виде их параметров и

характеристик, с помощью которых описывается весь процесс прохождения и обработки сигнала от входа до выхода ОЭСН.

Для рассматриваемых в данной статье КПМ основным назначением является исследование устойчивости к воздействию помех на ОЭСН УАСП с использованием опытно-теоретического метода исследований. Следова-тельно, важнейшим требованием к разработке КПМ для оценки помехо-устойчивости является адекватная реальным процессам имитация помехо-вых воздействий на ОЭСН. Наличие имитаторов фоноцелевой и помеховой обстановки является системообразующим элементом КПМ.

УДК 23.465.7

А.В. ЧЕГЛОВ, С.В. ДЕДОВ, А.В. ШАБАНОВ, Г.В. ШУМЕЙКО НИИЦ (г. Курск) ФГУП «18 ЦНИИ» МО РФ (г. Курск)

АНАЛИЗ ПОКАЗАТЕЛЕЙ КАЧЕСТВА ВЫДЕЛЕНИЯ

ОБЛАЧНЫХ ОБЪЕКТОВ НА ИЗОБРАЖЕНИЯХ,

ПОЛУЧЕННЫХ ОТ ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СРЕДСТВ

ВОЗДУШНОГО НАБЛЮДЕНИЯ

В настоящее время данные дистанционного зондирования Земли, по-

лученные от оптико-электронных средств воздушного наблюдения, широко

используются при решении различных прикладных задач [1]. Однако ис-

пользование аэрокосмических изображений существенно ограничивается

присутствием на них участков облачности, закрывающих объекты на мест-

ности. Одним из первых этапов наземной обработки данных дистанцион-

ного зондирования Земли является выделение облачных объектов (далее об-

лачности). Эта операция выполняется, как правило, в ходе каталогизации

маршрутов съемки и используется для оценки качества материалов съемки.

Несмотря на то, что способы автоматического выделения облачности

на аэрокосмических изображениях известны (например, [2]), до настоящего

104

времени развитие и практическое использование этих способов ограничива-

ется в связи с недостаточной разработанностью подходов к оцениванию ка-

чества выделения облачности.

Поскольку эталонная информация об облачности отсутствует, то в

рамках настоящей статьи под качеством выделения облачности, будем по-

нимать степень её соответствия «условно-истинной» маске облачности, ко-

торая была создана квалифицированным оператором [3].

В этой связи цель настоящей статьи является проведение анализа по-

казателей качества выделения облачности, учитывающего специфику спо-

соба автоматического формирования облачности по изображениям земной

поверхности, полученным от воздушных средств оптико-электронного

наблюдения.

В интересах достижения указанной выше цели, проведен анализ из-

вестных подходов к оцениванию качества выделения облачности и на его

основе обоснуем совокупность показателей качества.

В работе [4] приведены основные показатели оценивания качества

процессов формирования цифровых топографических карт, которые будут

конкретизированы применительно к процедурам выделения облачности.

Анализ рассмотренных зависимостей позволяет сделать следующие

выводы:

1. При малой площади ошибок первого и второго рода относительно

общей площади облачности, значения рассмотренных показателей практи-

чески равны между собой.

2. Показатели NV и

YV равны между собой, когда 1 2S S .

3. Значения показателей 0V , YV и NV являются несколько занижен-

ными, поскольку при их расчете не учитывается дымка, не скрывающая объ-

екты на местности.

4. Значения показателей ZV и

VV близки друг к другу, однако ZV при-

нимает несколько заниженное значение.

Следовательно, при расчете показателя полноты выделения облачно-

сти, учитывая равнозначность весов ошибок первого и второго рода, а также

ошибки выделения дымки, следует выбирать показатель VV .

Модифицирована известная совокупность показателей качества при-

менительно к способу автоматическому выделению облачности на аэрокос-

мических изображениях, полученных от средств оптико-электронного

наблюдения.

Проведен сравнительный анализ различных показателей качества вы-

деления облачности и приведены рекомендации по их выбору.

105

Модифицированная совокупность показателей качества может быть

положена в основу методики оценивания качества автоматического выделе-

ния облачности на аэрокосмических изображениях местности.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Дедов С.В., Кониченко А.В., Сазонов С.Ю., Ющенко А.С. Геоин-

формационные системы в экономике. Курск, 2017. 106 с.

2 Королев Е.Е., Кочергин А.М., Кузнецов А.Е. и др. Автоматическая

сегментация облачных объектов на снимках земной поверхности высокого

пространственного разрешения // Современные проблемы науки и образо-

вания. 2014. № 5. 234 с.

3 Геоинформатика: в 2 кн. Кн. 1: учебник для студ. Высш. учеб. Заве-

дений / [под ред. В. С. Тикунова]. 3-е изд., перераб. и доп. М.: Издательский

центр «Академия», 2010. 400 с.

4 ГОСТ Р 51608-2000. Карты цифровые топографические. Требования

к качеству. Принят и введен в действие Постановлением Госстандарта Рос-

сии от 17 мая 2000 г. № 137-ст. 8 c.

5 Борисова М. В. Разработка методики автоматизированного дешиф-

рирования космических изображений земной поверхности с использова-

нием системы n-мерных спектральных признаков. Автореферат на соиска-

ние уч. Степени канд. Техн наук, М.: 2010. 24 с.

6 Сизов А.С., Чеглов А.В. Выбор и сравнение показателей достовер-

ности распознавания изображений // Известия ЮЗГУ. Серия управление,

вычислительная техника, информатика. Медицинское приборостроение.

2012. № 1. С. 15–19.

УДК 681.782.473

В.И. ЧУКИТА, Э.А. СЕНОКОСОВ Приднестровский государственный университет им Т.Г. Шевченко

ЦИФРОВОЕ УСТРОЙСТВО ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ВЫХОДНОГО

СИГНАЛА ПОЗИЦИОННО-ЧУВСТВИТЕЛЬНОГО

ФОТОПРИЕМНИКА CDSE/СЛЮДА

Позиционно – чувствительные фотоприемники (ПЧФ) предназначен-

ные для обнаружения источника электромагнитного излучения оптического

диапазона, определения его координат и слежения за движущимися оптиче-

скими объектами находят всё большее применение в ракетной и авиацион-

106

ной технике из-за их простоты и высокой точности [1]. Сдерживающим фак-

тором для применения таких приёмников является длительное время накоп-

ления и обработка большого массива данных. Внедрение же средств вычис-

лительной техники и создание информационно - измерительной системы

позволяет с высокой точностью и скоростью обрабатывать выходные сиг-

налы таких фотоприемников в режиме реального времени.

На рисунке 1 приведена структурная схема устройства для автомати-

зации исследования и применения ПЧФ на основе фоточувствительных

слоев CdSe/слюда.

Рисунок 1 – Структурная схема устройства преобразования выходного сигнала

ПЧФ в цифровую форму

Для решения поставленной задачи выбран одноканальный низкошу-

мящий 18 - битный дельта - сигма аналого-цифровой преобразователь

(АЦП) MCP3421 [2]. Основным его достоинством является высокая точ-

ность измерения и встроенный программируемый усилитель входного сиг-

нала. Элементом управления измерительного устройства является микро-

контроллер ATmega 32 PU [3]. Контроллер принимает результаты измере-

ний в цифровой форме от внешнего АЦП, обрабатывая их согласно алго-

ритму его программы, и передает непосредственно в память персонального

компьютера (ПК) для хранения и дальнейшей их обработки. В структурную

схему устройства для проверки работоспособности и снижения погрешности

измерения введен эталонный образец (ЭО), формирующий при определенных

условиях на выходе сигнал с известными высокостабильными параметрами

(световой ток). В качестве ЭО использовался фоторезистор ФСД – 1 [4].

Разработанное устройство преобразования в цифровую форму выход-

ного сигнала ПЧФ для передачи его на персональный компьютер позволяет

107

в режиме реального времени контролировать фотоэлектрические параметры

исследуемых ПЧФ:

− заданное значение темнового тока фотоприемника;

− световой ток при определенной освещенности;

− выходное напряжение ПЧФ;

− координаты облученной области.

Таким образом, разработанное устройство позволяет автоматически

управлять измерительным процессом, определять координаты облучаемой

области в режиме реального времени, исследовать параметры и характери-

стики позиционно-чувствительных фотоприемников.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Горн Л.С., Б.И. Хазанов. Позиционно-чувствительные детекторы.

М.:Энергоиздат М.: 1982. 64с.

2 Microchip MCP3421 [DATASHEET] 18-Bit Analog-to-Digital

Converter with I2C Interface and On-Board Reference

3 Atmel Atmega32A [DATASHEET] Atmel-8159F-8-bit AVR

Microcontroller Datasheet Complete-09/2015.

4 Аксененко М.Д., М.Л. Бараночников. Приемники оптического

излучения. Справочник. М.: Радио и связь, 1987. 296с.

УДК 355.42

А.В. ШАРАМЕТ, О.В. КОВРИГО

УО «ВА РБ» (г. Минск)

АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ СТАБИЛИЗАЦИИ ИЗОБРАЖЕНИЯ,

ФОРМИРУЕМОГО НА МИНИАТЮРНОМ БЕСПИЛОТНОМ

ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ

Анализ локальных войн и вооруженных конфликтов последних деся-

тилетий показывает устойчивую тенденцию увеличения доли беспилотных

летательных аппаратов (БЛА) в выполнении задач, решаемых авиацией.

При этом одним из главных направлений применения БЛА является реали-

зация задач разведки. Эффективность использования БЛА в значительной

степени зависит от их тактико-технических характеристик.

Качества изображения оптической системы является одной из наибо-

лее важных характеристик, предъявляемых к БЛА. Поэтому задача повыше-

ния качества изображения является наиболее актуальной, особенно для ми-

ниатюрных БЛА (МБЛА). Под миниатюрным понимается класс летатель-

ных аппаратов с неизменяемой геометрией крыла, размах крыльев которых

108

не превышает 1,5 м [1, с.11]. Обусловлено это тем, что полет МБЛА не

устойчив, ввиду воздействия на него порывов ветра, наличия неоднородно-

стей атмосферы [1, с.67], особенностей реализации контуров управления и

т.д. При этом, воздушные порывы оказывают наибольшее влияние на

МБЛА, поскольку скорость ветра находится в диапазоне от 20 до 50 % воз-

душной скорости [1, с.33] полета МБЛА. Учитывая тот факт, что порывы

ветра оказывают на МБЛА большее воздействие, чем на крупные летатель-

ные аппараты, одним из наиболее эффективных способов повышения каче-

ства изображения является применение методов стабилизации.

Настоящее исследование посвящено анализу стабилизации изображе-

ния, формируемого на МБЛА. Обзор литературы показал, что методы ста-

билизации подразделяются на оптические, механические и программные.

Оптическая стабилизация позволяет повысить качество изображения

благодаря использования системы оптических линз до того, как оптический

поток попадет на цифровую матрицу [2, с.507–514]. Системы с оптической

стабилизацией очень производительны, большинство вибраций полностью

устраняются, сохраняется высокое качество изображения. При механиче-

ской стабилизации положение платформы оптической системы совмеща-

ется с плоскостью изображения [3, с.1–6] или положением корпуса оптиче-

ской системы, за счет применения гироскопов и акселерометров. Данный

метод является универсальным для всех типов оптических систем. Следует

отметить, что особенность применения оптических и механических методов

стабилизации связанна с усложнением оптической системы за счет исполь-

зования гироскопов, акселерометров, специальных платформ и системы оп-

тических линз, что снижает полезную нагрузка МБЛА.

Проведенный анализ [4, с.9–23] показывает, что возможным вариан-

том повышения полезной нагрузки является применение программных ме-

тодов стабилизации. Методы программной стабилизации позволяют не

только повысить полезную нагрузку, но и качество оптического изображе-

ния на программном уровне, что снижает массу МБЛА за счет существен-

ного упрощения механизма оптической системы.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Биард, Р. У., Малые беспилотные летательные аппараты: теория и

практика/ Р. У. Биард, Т. У. Маклэйн // МИНПРОМТОРГ России. 2015.

2. Forssen P.E., Ringaby E. Rectifying rolling shutter video from hand-held

devices. In CVPR, 2010, pp. 507–514.

3. Ait-Aider O., Bartoli A., Andreff. NI Kinematics from lines in a single

rolling shutter image. In Computer Vision and Pattern Recognition, 2007. CVPR

’07. IEEE Conference pp, 1–6.

109

4. Буряченко В.В., Методы стабилизации видеопоследовательностей

сложных статических и динамических сцен в системах видеонаблюдения/

Буряченко В.В., Фаворская М.Н.// Сибирский государственный аэрокосми-

ческий университет имени академика М.Ф. Решетнева. Красноярск, 2014.

123 с.

УДК 621.397.422.1

В.В. ШИПКО, В.С. КОНОВ, О.Ю. АКУЛОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АНАЛИЗ ГИПЕРСПЕКТРАЛЬНЫХ КАМЕР ДЛЯ

БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Как известно, применение мульти- и гиперспектральной съемки поз-

воляет повысить эффективность обнаружения и распознавания элементов сцены по сравнению с панхроматическим режимом съемки [1]. К тому же наличие гиперспектральных данных дистанционного зондирования суще-ственно расширяет круг решаемых тематических задач.

В результате гиперспектральной съемки формируется так называемое гиперспектральное изображение, представляющее собой трехмерный мас-сив данных (гиперкуб), две из координат которого соответствуют простран-ственным координатам зондируемого объекта, а третья – номеру спектраль-ного канала, т.е. для каждого пикселя пространственного изображения зон-дируемого объекта существует развертка по длине волны (каждой точке изображения соответствует спектр, полученный в этой точке объекта). Если мультиспектральные изображения имеют спектральное разрешение 50 –100 нм, то гиперспектральные сенсоры дают точность в 2–10 нм.

По способу реализации пространственного разрешения известные ги-перспектрометры могут быть разделены на следующие типы [2]:

– pushbroom – сканирование по пространству происходит с помощью одноразмерного мгновенного поля зрения, которое перемещается только в одном направлении, обычно вдоль траектории носителя;

– framing – гиперспектрометры этого типа используют двухразмерное мгновенное поле зрения, которое сохраняется фиксированным (за счёт тан-гажного отслеживания) в течение процедуры сбора данных;

– windowing – новый класс гиперспектрометров, в которых двухраз-мерное мгновенное поле зрения движется непрерывным образом вдоль тра-ектории носителя.

Для решения конкретных задач используются гиперспектрометры различных типов – дисперсионные, интерференционные и фильтровые.

Идентификация объектов гиперспектрометром базируется на одно-значном соответствии между регистрируемым отраженным оптическим

110

сигналом и элементным составом отражающей поверхности и проводится посредством сравнения текущей информации с эталонной базой данных.

Гиперспектральные камеры с успехом применяются для дистанцион-ной съемки лесов, сельскохозяйственных угодий, прибрежных зон, при мо-ниторинге чрезвычайных ситуаций, а также могут применяться в военной сфере для вскрытия замаскированных объектов и спектральной селекции вооружения и военной техники.

Анализ получаемых изображений позволяет провести детальную классификацию по выделенным параметрам:

- отличить угнетенную растительность от здоровой; - определить состояние лесного массива; - выявить процесс заболачивания прибрежной зоны; - осуществить детальное минералогическое картографирование и

многое другое. На рисунке 1 наглядно отражена разница в полноте информации при

съемке 6-канальной мультиспектральной камерой и гиперспектральной съе-мочной системой различных видов растительности.

а) б)

Рисунок 1 – Сравнение результатов съемки 6-канальной мультиспектральной ка-

меры (а) и гиперспектральной камеры (б)

Анализ графиков на рисунок 1 показывает, что при съемке мультис-

пектральной камерой имеется недостаточно информации для идентифика-

ции, плохая корреляция результатов съемки и обследований. А при съемке

гиперспектральной камерой в наличии подробная информация о спектраль-

ных характеристиках объекта, возможно создание эталонных образцов

(в том числе военных объектов), хорошая корреляция результатов с назем-

ными обследованиями. Современные оптические и электронные технологии позволили раз-

личным производителям выпускать гиперспектральные камеры для беспи-лотных летательных аппаратов. К примеру фирмы Resonon и Cubert выпу-стили линейки малогабаритных гиперспектральных камер весом меньше

111

килограмма [3]. На рисунок 2 представлена информация о спектральном диапазоне

Рисунок 2 –Спектральный диапазон гиперспектральных камер Resonon

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Юхно П.М., Огреб С.М., Тишанинов М.В. Статистический синтез гиперспектрального обнаружителя // Автометрия. 2015. Т. 51. № 3. С. 61-69.

2 Казанский Н.Л., Харитонов С.И., Хонина С.Н., Волотовский С.Г., Стрелков Ю.С. Моделирование гиперспектрометра на спектральных филь-трах с линейно-изменяющимися параметрами // Компьютерная оптика. 2014. Т. 38. № 2. С. 256-262.

3 Режим доступа: World Wide Web. URL: http: // www.sovzond.ru [дата обращения 17.01.2019 г.]

УДК 629.7.05:358.423

С.Б. ШУБИН, А.А. МИШИН ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

СОВРЕМЕННЫЕ ЛАЗЕРНЫЕ ТЕЛЕВИЗИОННЫЕ СИСТЕМЫ

НАВЕДЕНИЯ КАК СОСТАВНАЯ ЧАСТЬ ПРИЦЕЛЬНОГО

НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА

Как многие наверняка замечали, под днищем фюзеляжа западных бое-вых самолетов нередко можно увидеть некие сигарообразные устройства. Это не бомбы и не ракеты. И – что может показаться странным – на российских ис-требителях и бомбардировщиках ничего подобного нет. Так что же это?

Современный боевой многофункциональный самолет не может обойтись без обзорно-прицельной оптико-электронной системы (ОЭС). Она работает всепогодно и круглосуточно в пассивном скрытом режиме

112

без демаскирующего излучения, обеспечивая экипаж всей необходимой информацией для ведения боевых действий.

Первые ОЭС были приспособлены в основном для решения задач «воздух–поверхность» и выполнялись в виде контейнеров на внешней под-веске под самолетом – именно эти устройства и имеют сигарообразную форму. Но почему оборудование ОЭС нельзя было спрятать внутрь самолета? Одна из главных причин заключается в том, что для бомбометания высокоточных бомб с полуактивным лазерным наведением требовалось, чтобы цель в те-чение нескольких секунд была подсвечена лазерным лучом. Бомба наво-дится, когда ее головка самонаведения захватывает отражение запущенного бомбардировщиком лазерного луча. За эти несколько секунд самолет успе-вает пролететь значительное расстояние, и летящая бомба остается далеко позади. Значит, для подсветки цели необходимо, чтобы источник лазерного луча имел, как говорят специалисты, большой угол прокачки, то есть мог под значительным углом отклоняться в сторону, противоположную движе-нию бомбардировщика. Поскольку контейнеры вынесены наружу, они практически не имеют ограничений по секторам обзора, так как их оптиче-ская головка в передней части обладает высокой подвижностью в любой плоскости и не затеняется фюзеляжем. Поэтому и подсветка цели лазером не представляла собой проблемы.

Для улучшения условий поиска и распознавания целей, а также их дальнейшего автоматического сопровождения, оператор может изменить поле зрения. Изделие "Платан" имеет два поля зрения: широкое и узкое поле зрения. Исходное поле зрения широкое. Имеется возможность увеличения масштаба ТВ-изображения в 1,3 раза.

«По точности бомбометания характеристики примерно в пять раз выше нормативных» — утверждают разработчики и на практике это под-тверждается боевыми применениями. При этом, как можно догадаться, си-стема позволяет наводить бомбы на движущиеся цели (например, на ко-рабли), чего не обеспечивают системы с GPS. Применяемый для поражения обычными средствами поражения (неуправляемые бомбы и ракеты) при-цельный комплекс самолёта обеспечивает точность, сопоставимую с приме-нением дорогостоящего высокоточного оружия. Такая эффективность при-менения обычных средств поражения отмечена экспертами НАТО на основе опыта применения Су-34 в Сирии. При этом экспертами НАТО отмечается сравнительно низкая стоимость бомбардировок по сравнению с использова-нием управляемых бомб (стоимость бомб типа BGL составляет около $100 000 за единицу, их российский аналог КАБ-500С, КАБ-500КР стоит около 3 миллионов рублей, что в среднем в 3 раза дороже обычной бомбы. Скопив-шиеся в РФ большие запасы обычных бомб, оставшиеся в наследство от СССР, позволяют снизить стоимость высокоточного боевого применения Су-34.

113

РАЗДЕЛ 3

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИХ КОМПЛЕКСОВ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

УДК 621.391

Р.Н. АБДУЛОВ1, Х.Г. АСАДОВ2 1НИИ МОП (Азербайджанской Республики) 2НПЦ «ОЗОН» (г.Баку, Азербайджанская Республика)

ВОПРОСЫ ПОВЫШЕНИЯ ПОМЕХОУСТОЙЧИВОСТИ GPS/INS

НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ АВИАСРЕДСТВ

Одним из важных задач обеспечения надёжной навигации различных

авиасредств оснащённых GPS/Ins системами является помехоустойчивость

последних.

Поиск путей цифровой обработки зашумленных сигналов GPS/Ins

навигационных систем является актуальной задачей. Для этой цели может

быть использован модифицированный показатель, названный эффективным

отношением мощности несущего сигнала к мощности шумов, С/N0|eff, опре-

деляемый как

0 0 0

0

1

1eff

С C C

JN N K J NK

N

(1)

где: J – мощность заглушающей помехи; Кα– коэффициент спектрального

разделения, характеризующий фильтрационную способность GPS приём-

ника в отношении шумового сигнала.

Далее, рассматривается возможность оптимизации средне интегриро-

ванного показателя 0

eff

С

Nдля случая применения в качестве шумового сиг-

нала представителей достаточно широкого класса помеховых сигналов ха-

рактеризующихся наличием интегрального ограничения на амплитудно-ча-

стотный спектр в виде

max

min

1 ( )

f

f

F J f df C const (2)

114

С учётом выражения (1) целевой функционал безусловной вариацион-

ной оптимизации сформирован в виде

max

min

max

min

)()(

)(1

1

0

120

f

f

f

f

CdffKdf

N

fJfK

N

CFFF

, (3)

где: λ – множитель Лагранжа.

Согласно условиям уравнения Эйлера-Лагранжа решение оптимиза-

ционной задачи вычисления оптимальной функции Кα(f) может быть вычис-

лено путем приравнивания к нулю производной интегранта целевого функ-

ционала к нулю. Следуя этому правилу получим

1

)(

)()(

0

0

N

fJ

N

C

fJ

NfK

. (4)

Очевидно, что с учётом выражений (2) и (4) можно получить выраже-

ние для вычисления λ. Для упрощения математической записи, примем, что

указанное выражение получено и вычисленную по этому выражению вели-

чину λ обозначим как λ0. В этом случае можно считать, что при

1

)(

)()(

0

0

aN

fJ

N

C

fJ

NfK

, (7)

функционал (4), а, следовательно, и F2 достигает экстремума. Для определе-

ния типа экстремума следует проверить знак второй производной интегра-

нта в (4).Можно показать, что она всегда положительна. Следовательно, ре-

шение (7) определяет условие достижения минимальной величины F1. С

учётом выражения (1) минимум F1 означает наименьшую среднеинтегриро-

ванную способность фильтрации GPS приёмника в отношении помехи J(f).

Таким образом показано, что реализация фильтрационной способности GPS

в виде функции (7) является наихудшим решением для задачи оптимизации

в смысле достижения максимума среднеинтегрированной величины

effN

C0

. Отсюда следует вывод о том, что при практической реализации

системы следует обеспечить противоположную вычисленной зависимости

(7) взаимосвязь искомой функции и помехи J(f).

115

УДК 623.746

Д.В. АГАФОНОВ, Е.В. ГОЛИКОВ, К.В. ПЯТНИЦКИЙ, В.А. ХАЛИН АО "Центр научно-технических услуг "Динамика" (г. Жуковский)

ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЯ

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫХ СРЕДСТВ В АВИАЦИИ

ВООРУЖЕННЫХ СИЛ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Интенсивное оснащение Вооруженных Сил Российской Федерации

современными образцами военной техники, совершенствование инфра-

структуры, повышение интенсивности боевой подготовки, проведение

крупномасштабных учений с переброской войск на большие расстояния тре-

буют не только слаженности действий личного состава, штабов и войск, но

и совершенствования технической основы боевой подготовки в целом.

Одним из эффективных способов совершенствования боевой подго-

товки военнослужащих всех уровней является создание современных

учебно-тренировочных средств (УТС) и полигонного оборудования, их

внедрение и эффективное применение в подготовке войск.

До недавнего времени, при разработке УТС основное внимание уде-

лялось созданию индивидуальных тренажеров по специальностям, обеспе-

чивающих, в лучшем случае, подготовку в составе экипажей или расчетов.

Но все же, основная часть мероприятий боевой подготовки проводилась на

штатной технике, при значительных финансовых и материальных затратах,

со снижением технических ресурсов.

Принятые в 2012 и последующих годах решения о разработке и созда-

нии УТС нового поколения позволили существенно сократить отставание в

этой области от ведущих мировых государств.

Лидером в области создания и по численности эксплуатируемых во-

енных авиационных тренажеров, по-прежнему, являются США (около 50%).

Россия находится на 4-м месте (около 3,1%), уступая, Великобритании и

Франции [1]. При этом АО ЦНТУ "Динамика" занимает 8-е место в мировой

тренажерной индустрии (около 2,8%).

Опыт подготовки войск с использованием УТС, в том числе и ведущих

мировых государств, показывает их высокую эффективность и позволяет:

до 30-ти раз снизить стоимость подготовки военнослужащих к дей-

ствиям при практическом выполнении учебно-боевых задач на штатном во-

оружении, военной и специальной технике (ВВСТ), а также снизить аварий-

ность и повысить безопасность работ;

на 50-70% сократить расход ресурсов авиационной техники, бое-

припасов и ГСМ;

116

в 3-5 раз сократить сроки подготовки подразделений и освоения лет-

ным и инженерно-техническим составом новых образцов ВВСТ.

Проведенный анализ показал, что на сегодняшний день Вооруженные

Силы России обеспечены УТС примерно на 58%, из которых около 60% со-

ставляют устаревшие образцы, в основном, индивидуальные УТС. Из них

технически исправно менее 80%, а сервисное обслуживание и модернизация

либо не проводились, либо малоэффективны.

Так, с 2012 по 2018 гг. в интересах ВКС проведено 7 опытно-конструк-

торских работ по разработке современных образцов УТС и введены в экс-

плуатацию 146 единиц тренажеров. Однако этого явно недостаточно.

В связи с этим, в настоящее время разрабатывается единая концепция

развития учебно-тренировочных средств (тренажеров), основными направ-

лениями которой являются [2]:

1. Централизованный сбор и анализ данных о положении дел по со-

стоянию УТС. Сбор, инвентаризация и организация хранения комплектов

учтённых копий рабочей конструкторской и ремонтной документации УТС.

2. Комплексный анализ проводимых НИОКР по разработке УТС.

3. Переход к тренажерным комплексам, обеспечивающим их функцио-

нирование в общем виртуальном поле боя.

4. Разработка и внедрение единого положения и единых стандартов по

созданию УТС (унификация системного, прикладного программного обес-

печения, средств визуализации, единого интерфейса обмена информацией и

др.) для всех видов ВС РФ.

5. Создание в МО РФ стационарных и мобильных центров боевой под-

готовки для отработки слаженности и развития навыков коллективных дей-

ствий в ходе выполнения командно-штабных учений (тренировок) и других за-

нятий (учений).

6. Создание централизованной системы, позволяющей организовать пра-

вильную эксплуатацию УТС в течение всего срока службы с ведением единой

базы учета их технического состояния.

7. Внедрение принципов параллельной разработки (модернизации)

УТС и образцов ВВСТ с их поставкой в войска не позже чем за три месяца

до начала перевооружения.

8. Разработка УТС нового поколения на основе приоритетного исполь-

зования отечественной технологической базы.

9. Приоритетное обеспечение ВВУЗ необходимым количеством совре-

менных УТС в соответствии с требованиями приказа МО РФ 2018 г. № 300.

10. Широкое применение в обучении мультимедийных классов, ин-

терактивных информационных обучающих программ.

Разрабатываемая концепция позволит снизить затраты на проектиро-

вание и содержание УТС нового поколения, сократить их номенклатуру,

сроки поставки, а также время и стоимость обучения специалистов.

117

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Мировая перепись тренажеров // Журнал компании

АО ЦНТУ "Динамика", 2017. №2. С. 42-47. [Электронный ресурс]. URL:

http://dinamika-avia.ru/mcenter/forum (дата обращения: 20.01.2019).

2 Халин А. Ф. Концепция развития комплекса учебно-тренировочных

средств для освоения вооружения, военной и специальной техники // Про-

граммные продукты и системы, 2018. Т. 31. № 1. С. 177-183.

УДК 623.746

Д.В. АГАФОНОВ, Е.В. ГОЛИКОВ, К.В. ПЯТНИЦКИЙ,

Е.А. ТЮЛИН АО «Центр научно-технических услуг «Динамика» (г. Жуковский)

ПРИМЕНЕНИЕ ШЛЕМА ВИРТУАЛЬНОЙ РЕАЛЬНОСТИ В

СОСТАВЕ ТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ОБУЧЕНИЯ

ООО «Константа-Дизайн» в составе группы компаний «Динамика» на

протяжении двадцати лет разрабатывает системы моделирования тактиче-

ской обстановки и программные комплексы генерации изображений для ап-

паратных систем имитации визуальной обстановки в сфере полунатурного

моделирования и тренажёростроения [1].

Создание новых, перспективных пилотируемых ЛА не всегда сочета-

ется с психофизиологическими возможностями человека и методической

инфраструктурой обучения современной летной деятельности.

Если рассматривать тренажер в качестве полного аналога самолета, то

из-за несоответствия реальному полету на нем можно отрабатывать лишь до

40% упражнений курса боевой подготовки. Исходя из концепции, предусматривающей не столько физическое, а

психологическое подобие тренажера летательному аппарату, то в этом слу-чае предметная деятельность обучаемого летчика будет включать выработку необходимых качеств восприятия и мышления, программ сенсомоторных действий, стратегий решения, что позволит существенно расширить обуча-ющие возможности и значительно повысить эффективность применения тренажеров.

Известно, что в процессе жизнедеятельности человека свыше 80% по-

ступающей ему информации - визуальная информация. Для летного состава

эта информация является основополагающей для оценки как внутрикабин-

ной обстановки, так и закабинного пространства. При этом, глаза - парный

орган, который работает слаженно с головным мозгом.

В отличии от шлема виртуальной реальности, воспроизводящего

118

функции зрительного канала подобно бинокулярному зрения человека, тра-

диционные технические средства имитации изображения закабинного про-

странства не позволяют в полной мере использовать зрительные возможно-

сти человека и приводят к искажению восприятия внешней обстановки.

Формализованным параметром качества воспроизведения зритель-

ного канала оптико-мониторной схемы является размер пикселя в угловых

значениях и сектор моментального визуального обзора. При этом, возмож-

ность распознавания человеческим глазом одного пикселя мировым науч-

ным сообществом признаны двадцать пять угловых секунд (25"/пикс).

Вплоть до 2018г. в отечественном оборонно-промышленном ком-

плексе при создании технических средств обучения операторов вооружения

и военной техники: передового авиационного наводчика, оператора внеш-

ний подвески вертолёта, стрелка ПЗРК, водителя танкового мостоукладчика,

автоматчика и группы парашютистов применялись шлемы виртуальной ре-

альности поколений HD и FHD (5'13"/пикс и 3'12"/пикс соответственно) [2].

В период с марта 2017 года по 2019 года в организации ООО «Кон-

станта-Дизайн» проведен комплекс инициативных поисковых работ для

определения возможности использования шлема виртуальной реальности в

составе технических средств обучения летного состава (ТСО-ШВР). С этой

целью были разработаны и изготовлены два имитатора рабочих мест летчи-

ков типового маневренного истребителя по технологии виртуальных кабин.

Основными функциональными преимуществами являются:

максимально приближенное подобие стереоскопического и перифе-

рийного изображения, зависящего от положения головы в пространстве для

каждого члена экипажа (как следствие: истинное определение высоты при

взлёте и посадке, определение расстояния и положения в пространстве объ-

ектов при дозаправке, положения в плотном строю, маловысотный полёт в

горах);

имитация нашлемной индикации и приборов ночного видения без

дополнительных устройств;

корректная имитация зеркал, коллимационных устройств;

правильное положения арматуры кабины и закабинного простран-

ства;

освещение и затенение кабины внутренними и внешними источни-

ками света;

безграничный сектор визуального просмотра.

В виду необходимости чтения индикации информационно-управляю-

щего поля кабины и визуального поиска с определением типа и характера

действий ЛА противника, были апробированы оптико-мониторные схемы

поколения 2K(2'27"/пикс) - летом 2018 года, а в конце 2018 года

4K(1'40"/пикс), достаточные для выполнения всех задач лётно-тактической

подготовки [3].

119

С учётом тенденции развития оптико-мониторных схем можно ожи-

дать в ближайшие два-три года образцы шлема виртуальной реальности по-

коления 8К(50"/пикс) и 16К(25"/пикс), что позволит пересмотреть методи-

ческую и правовую базу подготовки операторов вооружения и военной тех-

ники с использованием нового типа образцов ТСО [3,4].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Виртуальные технологии для обучения пилотов // Журнал компании

АО ЦНТУ «Динамика», 2017. №2. С. 24-27. [Электронный ресурс]. URL:

http://dinamika-avia.ru/mcenter/forum/ (дата обращения: 20.01.2019).

2 Отраслевая конференция расширяет тематику // Журнал компании

АО ЦНТУ «Динамика», 2018. №1. С. 20-21. [Электронный ресурс]. URL:

http://dinamika-avia.ru/mcenter/forum/ (дата обращения: 20.01.2019).

3 DEUS и Константа-Дизайн стали партнёрами по профессиональ-

ным авиасимуляторам [Электронный ресурс].URL: https://holograph-

ica.space/news/deus-constanta-19067 (дата обращения: 20.01.2019).

4 Исследование возможности создания технических средств обуче-

ния на базе очков виртуальной реальности: Отчет о НИР / ООО «Константа-

Дизайн»; рук. Е. А. Тюлин; исполн.: П.П. Палагин, А.О. Плешачков, В.В.

Пафнутьев, С.А. Сиверцев, В.Р. Тюменев, С.В. Шиленков. М., 2018. 17 с.

Инв. № 0342015

УДК 623.465.7

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

СИСТЕМА РЕГЕНЕРАЦИИ ВОДЫ ИЗ АТМОСФЕРНОЙ

ВЛАГИ НА МЕЖДУНАРОДНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ

Когда речь заходит о полете в космос, всегда нужно учитывать

энергозатраты, или как их называют в профессиональной среде – массо-

затраты, для производства воды. Первый аппарат, который полноценно

мог регенерировать воду, появился на станции «Мир». За все время своей

работы данный аппарат сумел «сэкономить» 58650 кг грузов, которые

должны доставляться на МКС с Земли. По официальной версии доставка

одного килограмма грузов с Земли стоит 6 тысяч долларов США. Первый

полноценный аппарат регенерации воды позволил сэкономить 350 млн

долларов США.

120

В целом система регенерации воды на международной космической

станции состоит из двух основных подсистем. Система регенерации воды из

урины и твердых отходов(СРВ-У), и система регенерации воды из конден-

сата (СРВ-К). Более подробно рассмотрим подсистему СРВ-К, которая осу-

ществляет регенерацию воды из конденсата атмосферной влаги. Современ-

ная российская система регенерации воды позволяет обеспечить космонав-

тов на МКС водой на 63%. Ученые провели анализ который показал, что

регенерированная вода не утрачивает своих исходных свойств, и полностью

годится для питья, нежели вода, полученная из урины и твердых отходов,

которая используется только для обеспечения работы других агрегатов и си-

стем на международной космической станции. СРВ-К производит каче-

ственную воду. Она предназначена для приема газожидкостной смеси , по-

ступающей из системы СТР, очистки и кондиционирования отделенной

жидкости до состояния питьевой воды; раздачи горячей и охлажденной пи-

тьевой воды потребителям.

Вся вода собирается в специальный дистиллятор. При очистке воды

очень важно создать искусственную гравитацию, для этого дистиллятор

вращается вокруг своей оси тем самым прижимая воду к стенкам, при этом

процессе грязная вода прогоняется через фильтры. В результате получается

чистая питьевая вода, которая по своим свойствам и качествам даже лучше

питьевой воды во многих местах на Земле.

Система СРВ-К является постоянно действующей системой. В сутки, в

среднем, данная система производит 1,2 - 1,3 л/чел регенерированной воды.

Экипаж получает воду через специальный блок раздачи и подогрева воды в

двух видах: горячем и теплом. Вода из этой системы регенерации использу-

ется для питья, приготовления сублимированных продуктов и различных

напитков (соков, кофе, чая), а также для проведения санитарно-гигиениче-

ских процедур.

Развитие систем регенерации воды является перспективной областью

научных изысканий. В данный момент ведутся разработки системы, кото-

рая сможет регенерировать 100% запасов воды, что позволит на междуна-

родной космической станции полностью автоматизировать обеспечение

экипажа водой.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Системы обеспечения жизнедеятельности экипажа. ИКАО, 2002.

320 с.

2 Системы регенерации воды на МКС, 2004. 132 с.

3 Перспективы развития систем регенерации воды и кислорода.

М.Д. Юсупов. Москва. 2012. 16 с.

121

4 Ю.П. Доброленский Методы очистки и фильтрации воды на междуна-

родной космической станции. Москва. 2017. 20 с.

5 http://cosmosistem.ru/

УДК 623.465.7

О.Ю. АКУЛОВ, М.А. ГОРЧАКОВ, Г.Г. ГОРДЕНИН ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

МЕТОДИКА АВТОМАТИЗАЦИИ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

ВОЗДУШНОГО СУДНА В РЕЖИМЕ ПРОТИВОРАКЕТНОГО

МАНЕВРА

При пилотировании воздушного судна (ВС), особенно при выполнении

различных боевых задач, возникает ряд ситуаций, при которых пилот не спосо-

бен воспринять и оценить всю поступающую информацию и соответственно

правильно отреагировать, совершить маневр, направленный против столкно-

вения с другим ВС или средством поражения. Для преодоления подобных

моментов предлагается полная или частичная автоматизация управления

ВС в сложной воздушной обстановке.

Автоматическое маневрирование ВС – пилотирование самолета в про-

странстве системой ПНК, обеспечивающее его увод от столкновения с дру-

гим ВС, то есть снижение вероятности столкновения.

Для обеспечения работы БЦВМ входящих в состав современных ПНК

полученный набор данных аппроксимируется методом наименьших квадра-

тов, суммой линейно независимых функций:

0 0

2( ( , ))СТP arctg f D П

,

где 0 0( ) 2

0 0 1 0 2 0 3 4 0( , )D П

СТP f D П a D a П a e a П

, PСТ – вероятность столкновения; D0 –

дальность между ВС; П0 – курсовой угол ЛА.

Из полученного выражения вычисляются поправки для дальности и

курса (пеленга) с учетом накладываемого требования:

РСТ→min.

Предложенная методика маневрирования воздушного судна в про-

странстве, направленная на уменьшение вероятности столкновения, позво-

ляет реализовать на базе ПНК-10 и более производительных вычислителях,

выполнение маневрирования в автоматическом режиме.

122

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Михайлов, Н.Н. Бортовые радиотехнические комплексы / Н.Н. Ми-

хайлов. М.: 2015. 171с.

2 Бабич, О.А. Обработка информации в навигационных комплексах /

О.А. Бабич. М.: Машиностроение, 1991. 811с.

3 Основные требования к безопасности полетов. М.: Межгосудар-

ственный авиационный комитет, 2015. 112с.

4 Левицкий, С.В. Динамика полета / С.В. Левицкий, Н.А. Свиридов.

ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 2008г

5 Горчаков М.А. Применение имитационного моделирования в за-

даче выбора рациональной траектории движения ЛА// Сборник материалов

XVII международной научно-методической конференции: в 5-ти томах.

(Информатика: проблемы, методология, технологии). Воронеж, 2016. Т.№2.

С. 127-131.

УДК 681.518.3

О.В. БЕЛОУСОВА, О.В. БИСЕНОВ, В.С. КНИГА АО «КБПА» (г. Саратов)

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ

МИКРОМЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ ПРИ

МАНЕВРИРОВАНИИ БЕСПИЛОТНОГО САМОЛЕТА-МИШЕНИ

Уровень развития современного бортового оборудования наделяет са-

молеты все большим потенциалом по режимам полета, определенной гиб-

костью и интеллектуальностью в принятии решения в анализе сложившейся

полетной ситуации. В связи с чем самолет-мишень должен как можно прав-

доподобнее имитировать полет потенциальной цели. Соответственно си-

стемы автоматического управления современных мишеней должны обла-

дать хорошим функционалом, для чего необходим соответствующий уро-

вень определения параметров полета. При этом оборудование должно отве-

чать требованиям уменьшения массогабаритных характеристик и низкой

цены по причине ограниченного ресурса эксплуатации мишени [1].

Развитие микромеханических датчиков и их исполнение позволяют

создавать малогабаритные системы ориентации, обеспечивающие необхо-

димые точности, функциональность, массу, габариты и конечную цену.

123

Ранее в АО «Конструкторское бюро промышленной автоматики»

были проведены исследования по применению микромеханических датчи-

ков, по результатам которых создан блок датчиков первичной информации.

В блоке реализованы алгоритмы определения углов ориентации с использо-

ванием данных с микромеханических датчиков угловой скорости и коррек-

цией по линейным ускорениям (микромеханическая система ориентации).

В процессе маневрирования летательного аппарата виражная погреш-

ность измерения углов пространственной ориентации может увеличиваться,

что связанно с измерениями датчиков линейного ускорения, которые не поз-

воляют корректно определять угловое положение подвижного объекта на

виражах. Таким образом, постоянное использование корректирующих ком-

понент, рассчитанных по линейным ускорениям, вносило бы свои погреш-

ности в расчет углов ориентации [2].

Объектом управления, применяемым для настройки параметров алго-

ритмов определения углов ориентации и условия задействования корректи-

рующих компонент по углам крена и тангажа, рассчитанных по акселеро-

метрам, методом математического моделирования динамики движения объ-

екта в замкнутом контуре, выступал беспилотный самолет-мишень.

В качестве корректирующих компонент по углам крена и тангажа вы-

ступают углы, полученные по сигналам от датчиков линейных ускорений:

2 2

,

,

zкорр

y

xкорр

y z

aarctg

a

aarctg

a a

где , ,x y za a a – составляющие линейного ускорения.

Данный способ нахождения углового положения летательного аппа-

рата является полностью автономным и не требует информации от других

приборов и датчиков.

Математическое моделирование проводилось с использованием моде-

лей стандартной и турбулентной атмосферы, моделей датчиков первичной

информации, моделей аэродинамики и движения беспилотного летатель-

ного аппарата (БПЛА), модели системы автоматического управления.

Для настройки параметров алгоритмов определения углов ориентации

и условия задействования корректирующих компонент по углам крена и

124

тангажа, рассчитанных по акселерометрам, исследовались следующие ре-

жимы полета:

прямолинейный горизонтальный полет с постоянной скоростью;

установившийся вираж на 720 градусов на одной высоте с посто-

янной приборной скоростью и креном до 30 градусов;

полет с разгоном и торможением;

пикирование с переходом в кабрирование с достижением макси-

мальной эксплуатационной перегрузки в точке перелома траектории;

кабрирование с переходом в пикирование с достижением мини-

мальной эксплуатационной перегрузки в точке перелома траектории;

плоский разворот с максимальной скоростью рысканья.

По результатам математического моделирования получено, что мик-

ромеханическая система ориентации обеспечивает режим автономного

функционирования без внешних источников коррекции и может использо-

ваться как основной датчик по углам крена и тангажа для БПЛА-мишеней.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Царев Е.К., Бисенов О.В., Сергушов И.В. Бортовая автоматика:

ключевой компонент воздушной мишени // Вестник воздушно-космической

обороны, 2017. №4. С. 93-99.

2 Матвеев В.В., Распопов В.Я. Основы построения бесплатформен-

ных инерциальных навигационных систем // СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн

«ЦНИИ «Электроприбор», 2009. С. 118-159.

УДК 681.518.3

Н.Б. БЕХТИНА

МГТУГА (г. Москва)

МОДЕЛИРОВАНИЕ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА

В СЛОЖНЫХ МЕТЕОУСЛОВИЯХ НА ПРОБЕГЕ

Известно, что проблемы связанные с нормированием летно-техниче-

ских характеристик (ЛТХ) воздушных судов (ВС) в случаях их эксплуата-ции на взлетно-посадочных полосах (ВПП), покрытых слякотью, водой, снегом и др., а также предотвращением выкатываний весьма актуальны.

Очевидна связь взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) ВС с со-стоянием поверхности ВПП на аэродромах, измерение степени сцепления

125

колес шасси с поверхностью, влияние толщины слоя слякоти или воды, яв-ление глиссирования, а также разработка нормативов для сертификацион-ных испытаний на влажных ВПП.

Для ряда задач, связанных с исследованием летной годности и без-опасности полета, а также для анализа материалов летного эксперимента необходимы простые и удобные методы расчета характеристик посадки ВС. Центральным вопросом в такой постановке является формирование рацио-нальной модели, учитывающей особенности управления в сложных метео-условиях. Указанные факторы, как и ошибки пилотирования, оказывают су-щественное влияние на разброс ВПХ и должны, поэтому учитываться при анализе летной годности. Желательно, чтобы модель движения ВС была применима не только для условий нормальной эксплуатации, но и для слу-чаев отказа основных функциональных систем - силовых установок, тормоз-ных устройств и т.п.

Основными вопросами, которые должна позволять решать методика моделирования характеристик движения ВС, являются:

- оперативное моделирование для анализа результатов испытаний; - вычисление исследуемых характеристик для расчетных условий, в

которых не проводился эксперимент; - определение влияния различных факторов (внешних условий и па-

раметров управления) и выбор наиболее рационального управления; - получение приближенных (в том числе регрессионных) зависимо-

стей исследуемых характеристик от основных параметров; - проведение статистического моделирования для исследования всей

области возможного рассеивания характеристик. Управление самолетом представляет собой процессы, изменяющиеся

по времени и может быть сведено к изменению конфигурации, тяги двига-телей и перегрузок. Особенностью реального процесса управления является наличие ошибок пилотирования, т.е. отклонений параметров времени и ин-тенсивности управления от номинальных.

Задача корректировки исследуемых характеристик по результатам эксперимента является одной из центральных при разработке методики мо-делирования движения самолета. Обычно осуществляется сравнение ре-зультатов единичного эксперимента с расчетными значениями характери-стик, полученными при подстановке в модель условий эксперимента. Од-нако при таком подходе могут иметь место ложные совпадения результатов из-за взаимной компенсации действия факторов, учитываемых непра-вильно. Очевидно, что не все коэффициенты и характеристики, определен-ные с погрешностями, могут быть скорректированы, поскольку их число весьма велико и намного превышает число уравнений. Поэтому некоторые из коэффициентов и параметров (наиболее важных или известных с наибольшими погрешностями) принимаются в качестве «свободных» при

126

осуществлении корректировки первой очереди, остальные же не корректи-руются или корректируются во вторую или третью очередь. Число коррек-тируемых коэффициентов должно быть сравнительно невелико.

Существенное увеличение достоверности результатов моделирования может быть получено при корректировке модели по совокупности экспери-ментальной информации, получаемой в результате нескольких эксперимен-тов. В этом случае сравнение результатов моделирования с эксперименталь-ными данными должно базироваться на статистической оценке погрешно-сти, определяемой для всей совокупности экспериментальных данных. Под-бор рациональных значений корректируемых коэффициентов следует вы-полнять приближенным поиском минимума выбранных оценок сходимости. В качестве оценок сходимости результатов моделирования с эксперимен-тальными данными могут быть использованы математическое ожидание аб-солютной погрешности, математическое ожидание относительной погреш-ности или среднеквадратическое отклонение погрешности.

Повышение достоверности корректировки достигается за счет: - поиска параметров, обеспечивающих наилучшую сходимость вы-

бранных критериев (относительных и среднеквадратических погрешностей) не по единичному полету, а по совокупности экспериментов;

- разбиения полных траекторий на участки с одним-двумя свобод-ными (корректируемыми параметрами);

- взаимной увязкой результатов. Дальнейшее повышение достоверности моделей при корректировке

может быть достигнуто увеличением числа сравниваемых участков. При та-ком подходе уменьшается количество свободных параметров на каждом из участков. Что позволяет более точно определять значения этих параметров. Вместе с тем величина участков должна быть рациональной, поскольку чрезмерное увеличение их количества увеличивает суммарную погреш-ность при стыковке.

УДК 004.4.2, 681.51

А.С. БИРЮКОВ1, A.И. ЕРМАКОВ1, И.С. ШОШИН2 1МАИ (национальный исследовательский университет) (г. Москва) 2АО «ГНИИП» (г. Москва)

ВИРТУАЛИЗАЦИЯ ОБОРУДОВАНИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ ДЛЯ УЛУЧШЕНИЯ ПРОЦЕССА

РАЗРАБОТКИ ПРОГРАММ УПРАВЛЕНИЯ

Предлагается интеграция высокоуровневых моделей оборудования в

существующий цикл разработки программ управления летательными аппа-

ратами на базе бортового вычислителя типа «Заря». Рассмотрена структура

127

расширения симулятора микропроцессора для обеспечения разработки и от-

ладки программ управления и обменов на персональных компьютерах с со-

хранением архитектурно-зависимого кода и совместимости с испытатель-

ными стендами. Архитектура расширенного симулятора позволяет подклю-

чать внешние модели через программный интерфейс сокетов или интегри-

ровать модели, разработанные с помощью библиотеки для моделирования

цифровых устройств SystemC. Описанный подход позволит сформировать

более гибкую платформу для выполнения модернизации программы управ-

ления, вспомогательного оборудования и системы в целом, что показано на

примере моделирования перспективного гироинерциального блока и рас-

пределённой системы автоматизированного контроля. Такие модели обес-

печат возможность выполнять функциональную верификацию устройств и

оценивать производительность разрабатываемого программного обеспече-

ния. Кроме того, виртуализация позволит снизить зависимость от времени

изготовления необходимой аппаратуры и формализовать подход к модели-

рованию оборудования разных команд разработчиков, работающих с ком-

понентами одних и тех же изделий.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Борзунов А.В., Павлова Н.В. Применение методов математического

моделирования при разработке и испытаниях комплексов и систем зенит-

ного управляемого ракетного оружия надводных кораблей. Радиоэлектрон-

ные системы, сер. ОТ, вып. 1(2). 1999. стр. 43-56;

2 Gilles Mouchard, Daniel Gracia Perez, Reda Nouacer UNISIM

TMS320C3x Manual. CEA List. 103 p. 2015. Available at: http://unisim-

vp.org/site/downloads/virtual-platforms/tms320c3x/unisim-tms320c3x-2.0.1-

manual.pdf (11.01.2019).

3 SystemC Version 2.0 User’s Guide Update for SystemC 2.0.1. IEEE Std

1666 Language Reference Manual. 212 p. Available at: http://www.accellera.org/

(11.01.2019).

4 OSCI TLM-2.0 The Transaction Level Modeling standard of the Open

SystemC Initiative (OSCI). IEEE 1666-2011 SystemC Language Reference Man-

ual. 102 p. Available at: http://www.accellera.org/ (11.01.2019).

5 Созинов П.А. Актуальные задачи математического моделирования

систем воздушно-космической обороны. Вестник Концерна ВКО «Алмаз-

Антей» 3(22). 2017. стр.17-26;

6 А. с. 1708103 СССР, МКИ5 Н 01 L 21/00. Способ изготовления

упругих элементов из монокристаллического кремния. Т.Н. Лаптева,

И.И. Медведева, С.Ф. Коновалов, А.А. Трунов. № 4696326/25; Заяв.

31.03.89. Открыт. Изобретения. 1991. № 5, 22 с.

128

7 Середенко С.С., Парфёнова Ю.А., Фонин Ю.Н. Библиотека моделей

сложно-функциональных блоков, реализованных на языке SystemC. Сбор-

ник «Труды Международной научной конференции СРТ2015». 2016. стр.

280-286.

8 ГОСТ Р 52070-2003. Интерфейс магистральный последовательный

системы электронных моделей. Общие требования Введ. 2003-06-05. М.:

ИПК Издательство стандартов, 2003 23с.

УДК 629.78: 681.51

С.А. БОЛОТНОВ, А.И. НЕИЗВЕСТНЫХ, Ю.Н. ГЕРАСИМЧУК,

С.К. КИСЕЛЕВ ООО «НПК «Электрооптика» (г. Москва)

АСТРОИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

Принцип работы системы автономной навигации основан на использо-

вании поля звездного неба и законов механики при движении объектов в инер-

циальном пространстве с учетом вращения и гравитационного поля Земли.

Астроинерциальная система разработана в ООО «Научно-производственный

комплекс «Электрооптика» по ТТЗ на ОКР, утвержденного МО РФ в 2010 году

и предназначена для определения (счисления) параметров навигации и про-

странственной ориентации наземного объекта, или носителя – летательного

аппарата в реальном масштабе времени относительно земной системы коор-

динат. Режимы работы астроинерциальной навигационной системы (АИНС): - выставка; - автономный инерциальный; - инерциальный с коррекцией от спутниковой навигационной системы

(СНС); - инерциальный с коррекцией по скорости от внешних источников (одо-

метр, доплеровский измеритель скорости); - инерциальный с коррекцией по барометрическому высотометру; - инерциальный с коррекцией от астровизирующего устройства (АВУ); - инерциальный с коррекцией по геоинформационным (топографиче-

ским) базам данных при движении с остановками для наземного применения. При запусках и подготовке к работе системы режим «Выставка» подраз-

деляется на следующие виды: - автономная выставка гирокомпасированием на земле и в воздухе «Вы-

ставка ГК» продолжительностью не более 8 минут; - выставка по заданному/запомненному курсу «Выставка ЗК», продол-

жительностью не более 2 минут;

129

- прерванная выставка «Выставка ПВ», продолжительностью не более 5 мин, после которой допускается снижение точности системы;

- экстренная выставка (работа системы в режиме «Курсовертикаль») продолжительностью 1 минута;

- повторный запуск в прямолинейном горизонтальном полёте (режим «Курсовертикаль») продолжительностью не более 3 мин.

- повторный запуск в прямолинейном горизонтальном полёте «Выставка ПЗ» с использованием информации от СНС продолжительностью не более 10 мин.

Основные технические характеристики системы АИНС: - погрешность определения углов (крен, тангаж, курс), угл. мин.: от 1 до

0,5; - погрешность определения координат: 1,85 км (за час), 10 м (с коррек-

цией); - время непрерывной работы: 24 часа; - электропитание – 27 В постоянного тока, 60 Вт; - масса – 15 кг; - габариты: (500х277х475) мм. В состав АИНС входят: бесплатформенная инерциальная навигацион-

ная система; АВУ, включающее звездный и солнечный каналы; навигацион-ная аппаратура приемника (НАП) СНС, включающая антенный блок, малошу-мящий усилитель, модуль приемника; навигационно-геоинформационный программный комплекс.

Проведенные государственные лабораторные (стендовые) и летные ис-пытания системы на самолете Су-27 подтвердили указанные точностные и эксплуатационные характеристики. Это позволило внедрить результаты раз-работки системы в ряде ОКР по применению АИНС на бортах носителей: научно-исследовательское океанское судно, самолеты дальней и фронтовой авиации.

УДК 623.74

В.Е. БОРИСОВ1, В.А. БОРСОЕВ2, В.В. БОРСОЕВА3 1УИГА имени Главного маршала авиации Б.П. Бугаева (г. Ульяновск) 2Институт аэронавигации (г. Москва) 3Авиакомпания «Россия» (г. Москва)

ПОСТРОЕНИЕ МОДУЛЕЙ ГОЛОСОВОГО УПРАВЛЕНИЯ В

ТРЕНАЖЕРНЫХ СИСТЕМАХ ДЛЯ ПОДГОТОВКИ ОФИЦЕРОВ

БОЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ

Подготовка офицеров боевого управления (ОБУ) наземных и воздуш-

ных пунктов управления остается актуальной проблемой для эффективного

130

решения задач современной вооруженной борьбы в воздушно-космической

сфере.

В учебных заведениях, в настоящее время, используются тренажер-

ные комплексы, главной отличительной особенностью которых является

наличие операторов (псевдопилотов), имитирующих ведение радиообмена

с экипажа, а так же ручной ввод траекторий полета воздушных судов (ВС).

Это обуславливает большую гибкость в выборе сценариев упражнений. Не-

достатком таких комплексов является их низкая эффективность в модуль-

ном режиме работы [1].

Повышение эффективности обучения ОБУ в процессе тренажерной

подготовки может заключаться в возможности дополнительного самостоя-

тельного обучения, снижения зависимости от человеческих ресурсов (ин-

структоров и псевдопилотов) и как следствие сокращения сроков обучения.

Для этого предполагается использовать автономные аппаратно-программ-

ные средства на базе ПЭВМ, для автоматизированного обучения путем про-

ведения индивидуальных автономных тренировок с целью выработки от-

дельных навыков обучаемых [2].

Наиболее сложной задачей представляется отказ в тренажерах от

псевдопилотов и их замена речевым модулем, использующим метод распо-

знавания голосовых сообщений на основе скрытой Марковской модели

(СММ). Для этого был предложен упрощенный алгоритм, основанный на

формализованном языке, имеющем конечное число слов и словосочетаний

и как следствие конечное число фонем реального радиообмена.

Таким образом, в данном докладе будут затронуты проблемы связан-

ные с разработкой тренажерных систем на базе ПЭВМ, обеспечивающих

весь цикл подготовки ОБУ за счет проведения полного автоматизирован-

ного обучения путем проведения индивидуальных и автономных трениро-

вок оснащенных модулем голосовой системы использующей метод распо-

знавания голосовых сообщений с контекстным анализом речи.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Карнаухов В.А. Проблемы поиска оптимальных условий организа-

ции тренажерной подготовки / Карнаухов В.А. // Международные отноше-

ния, регионоведение, образование: сб. матер. интернет-конф. Ульяновск:

Вектор-С, 2015. С.21

2 Борисов В.Е. Методы формализации тренажерной подготовки дис-

петчеров управления воздушным движением / Борисов В.Е., Карнаухов В.А.

// Научный альманах. № 12-2 (38). Тамбов: ООО «Консалтинговая компания

Юком», 2017. С. 16-19.

131

УДК 681.550.43.19

С.В. ВАСИЛЬЕВ, В.А. ДЕМЧУК ВУНЦ ВВС «ВВА им. профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

К ВОПРОСУ ОБ ОБЕСПЕЧЕНИИ ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ

УСТОЙЧИВОСТИ ИНТЕГРИРОВАННОЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ

СИСТЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Достижения последних лет, связанных с развитием микроэлектроники

и элементной базы в частности, определили направление развития в отрасли

самолето- и вертолетостроение. Возможности современных цифровых вы-

числителей, измерителей, индикаторов, а также высокоскоростных каналов

передачи данных позволяют формировать архитектуру бортового радио-

электронного оборудования летательного аппарата (ЛА) по принципу инте-

грированной вычислительной системы (ИВС) [1]. При этом ИВС представ-

ляет собой некоторое масштабируемое множество распределенных аппа-

ратно-программных средств (АПС), образующее единую вычислительную

платформу для выполнения определенного набора задач. Под набором задач

здесь понимается некоторый набор функций, реализуемых системой в целях

решения возлагаемых на нее задач.

Рассмотрим систему, состоящую из n модулей, способных выполнить

n функций fi, {1,2,..., }.i n Определим эти функции как внутренние. Матрица

состояния B(Sv) формируется по правилу (1). Способность i-го модуля вы-

полнить j-ю функцию, {1,2,..., },j n (bij=1 в матрице B(Sv)) предполагает нали-

чие некоторого множества аппаратно-программных средств (АПС), обеспе-

чивающих выполнение данной функции. Такое множество будем называть

ресурсом cij, а сумму всех cij – суммарным ресурсом, или возможностью си-

стемы на реконфигурацию

2

1 1

, 0 , {0,1}.n n

ij ij

i j

C c C n c

(1)

Реализация j-й внутренней функции fij, выполняемой i-м модулем, тре-

бует выделения ресурса cij. Множеству всех таких АПС cij поставим в соот-

ветствие множество уровней качества ,ij iq Q где Qi – вектор качества i-го

модуля системы. Тогда ,iQ Q где Q – матрица, характеризующая качество

системы в целом, .ijQ q

132

Предположим, что целью функционирования системы является вы-

полнение некоторого набора функций F={F1,F2,…,FM}. Функции F явля-

ются результатом выполнения набора f на более низком . Функции F будем

называть внешними, а их формальное описание представим в виде элемен-

тарных конъюнкций

, , {1,2,..., },j i i

K

F f f K k n (2)

где K – множество всех внутренних функций.

Очевидно, что в результате возникновения функциональных отказов,

приводящих к деградации системы, качество выполнения внешних функций

Fj будет снижаться 0FjQ . Под деградацией понимается изменение струк-

турно-функционального состава системы, вызванное отказами. При этом

имеющиеся механизмы реконфигурации должны обеспечить такое перерас-

пределение внутренних функций, чтобы осуществить выполнение внешних

функций F с требуемым или минимальным уровнем качества за счет остав-

шихся в системе ресурсов. То есть

_ min

_ min min

, при

, при .Fj Fj треб i

Fj Fj крит i

Q Q C C

Q Q C C C

(3)

При объеме оставшихся в системе ресурсов Ci<Cкрит качество выпол-

нения Fj QFj<QFmin, принимается решение, что функция Fj системой не вы-

полняется.

Объем ресурсов 1 1

,n n

ij

i j

C c

а также распределение АПС cij по моду-

лям определяет структуру системы Stri на всем множестве Str, то есть

.iStr Str Тогда задачу оптимизации структуры системы можно представить

следующим образом.

Тогда необходимо найти такую структуру ,iStr Str определяемую

ресурсом С, для которой на всем множестве устойчивых состояний v устS S

будет выполняться условие максимума качества выполнения набора внеш-

них функций F в условиях деградации системы. Другими словами, задача

сводится к поиску матрицы B, для которой выполняется

max( ( )), (0, ),i

i

i

L

Q L i C

(4)

133

1 1 1 1

2

max

, ,

0 ,

n n n n

ij ij ij

i j i j

B b b c C

C C n

где 1 1 2 2

1

...M

i i i i i

F F M FM j Fj

j

Q k Q k Q k Q k Q

линейная взвешенная сумма, определя-

ющая уровень качества выполнения внешних функций, М – количество внеш-

них функций, {k1, k2,…,kj,…,kM} – множество коэффициентов важности внеш-

них функций, Li - коэффициент деградации системы.

Одним из наиболее удобных инструментов для формального описа-

ния структуры системы является теория графов [4]. Представим проектиру-

емую систему, состоящую из n модулей, в виде взвешенного ориентирован-

ного мультиграфа G(V,E;Q), в котором V={v1,v2,…,vn} – множество вершин,

поставленных в соответствие модулям системы, E={e1,e2,…,ez} – множество

дуг, соответствующих внутренним функциям fij системы, Q=||qij|| - матрица

весов дуг, характеризующая качество выполнения j-й функции i-м модулем.

Нахождение маршрута с наибольшим весом можно свести к задаче о

наибольшем потоке, широко описанной в литературе, например, [5]. Алго-

ритм отыскания пути с maxjFQ в общем виде можно представить следующим

образом:

1. Пусть задан набор внешних функций

1 2

1

2

{ , },,

.x y z

a b c

F F FF f f f

F f f f

2. Для графа G формируется матрица инциденций A=||aij||n×d,

где 1

( 1).n

i

i

d P n

3. Случайным образом выбираем i-ю вершину на графе G. По матрице

А находим дуги, инцидентные i-й вершине, причем множество таких дуг бу-

дет принадлежать множеству 1 2{ , ,..., ,..., ), (1, ), .x x x x x

i i i il inE e e e e l n l i Искомые

элементы будут иметь единицу на i-й строке матрицы А.

4. Из тех вершин, в которые можно попасть из i-й вершины, перебо-

ром определяются такие, которым инцидентны дуги из множества

1 2{ , ,..., ,..., ), (1, ), .y y y y y

h h h hl hnE e e e e l n l h

134

5. Аналогичным образом осуществляется поиск дуг из

1 2{ , ,..., ,..., ), (1, ),z z z z z

s s s sl snE e e e e l n l s для функции fz.

6. Все найденные маршруты вида x y z

ih hs srie he se формируют перечень воз-

можных сценариев выполнения F1(fx, fy, fz).

7. Для каждого k-го маршрута вычисляется значение 1F kQ

1

1

( ) ( ) ( ),

.

x y z

F k il lk kr

F k ix ly kz

Q q e q e q e

Q q q q

(5)

8. Определяется 1 1max max .F F kQ Q

9. Для функции F2 выполняются шаги 1-8.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Чуянов Г.А., Косьянчук В.В., Сельвесюк Н.И. Перспективные

направления бортового оборудования на базе интегрированной модульной

авионики // Известия ЮФУ. Технические науки. 2013. №12 (40). С. 55-62.

2 Бородакий Ю.В., Тарасов А.А. О функциональной устойчивости ин-

формационно-вычислительных систем // Информационное противодействие

угрозам терроризма. 2006. №7. С. 79-93.

3 Тарасов А.А. Функциональная реконфигурация отказоустойчивых

систем: монография / А.А. Тарасов. М: Логос, 2012. 152 с.

4 Берж К. Теория графов и ее применение. М.: Иностранная литера-

тура, 1962 г. 319 с.

5 Оре О. Графы и их применение. М.: Мир, 1965 г. 174 с.

УДК 531.383

А.И. ВОЛЧИХИН, И.А.ВОЛЧИХИН, С.И.ШЕПИЛОВ,

Ю.В.ВЕДЕШКИН ФГБОУ ВО «ТулГУ», ОАО «МЗП» (г. Тула, г. Мичуринск)

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ ПРОИЗВОДСТВА ВТГ

С МЕТАЛЛИЧЕСКИМ РЕЗОНАТОРОМ ДЛЯ АВИОНИКИ

Разработка волновых гироскопов с металлическими резонаторами

началась в 1990-х годах. ВТГ (CVG — в международной классификации

135

этого вида приборов) с металлическим резонатором привлёк внимание раз-

работчиков гироскопической техники относительной доступностью техно-

логии изготовления, возможностью массового производства, минимальным

количеством сборочных частей датчика. Разработка конструкции, техноло-

гии и производственное освоение приборов ВТГ с металлическим резонато-

ром, потребовала решения ряда научных, технических, технологических

проблем и использования принципиально новых технологических решений

для достижения необходимых характеристик ВТГ.

Цель работы заключается в рассмотрении проблемных технологиче-

ских вопросов при производстве ВТГ с металлическим резонатором и их ре-

шении.

Известно, что наиболее существенное влияние на поведение стоячих

волн в резонаторе ВТГ оказывает четвертая гармоника разложения Фурье

неоднородностей таких параметров как: плотность материала, модуль

Юнга, толщина оболочки осциллятора. В металлическом ВТГ, имеющем

сложную форму собственные резонансы имеет донная часть, переходная

часть, элемент крепления к основанию и ножка. Подходы к проектированию

и производству ВТГ имеют свои особенности, связанные с планируемой

технологией балансировки резонатора [1].

Для производства ВТГ с резонатором из металла, требуется получение

материала для изготовления чувствительного элемента (ЧЭ) с заданными

физико-механическими свойствами, ультрапрецизионное качество механи-

ческой обработки заготовки ЧЭ, с чистотой поверхности изделия макси-

мально приближенной к оптическому классу, балансировка резонатора по

всем формам массового дефекта.

Основной причиной погрешности ВТГ являются технологические де-

фекты резонатора, полученные в процессе его изготовления, вызывающие

неравномерное распределение массы, такие как: ликвационная неоднород-

ность и локальные микроскопические дефекты сплава заготовки, анизотро-

пия свойств материала в различных направлениях, микроскопическая раз-

ность толщины стенки осциллятора, нарушение осевой симметрии резона-

тора после механической обработки, нарушения микроструктуры сплава в

процессе термоциклической обработки (ТЦО). Операция балансировки ВТГ

устраняет накопленный технологический дефект и позволяет получить ги-

роскопический прибор заданного класса точности.

Для получения необходимых начальных параметров, обеспечиваю-

щих балансировку ВТГ по всем формам массового дефекта, необходимо

иметь отлаженный технологический процесс ТЦО, механического произ-

водства и сборки резонатора и минимизировать приобретенные на этих эта-

пах технологические погрешности. Для минимизации дефектов структуры

136

и получения относительной гомогенности сплава, заготовка для изготовле-

ния резонатора, подвергается ТЦО перед операцией механической обра-

ботки. Для получения заданных физико-механических свойств, влияющих

на характеристики ТВГ, заготовка резонатора в процессе изготовления про-

ходит необходимое количество дополнительных термических циклов инте-

грированных в общий технологический цикл механической обработки в

строго заданной последовательности с контролем начальных и конечных

параметров структуры сплава. Процесс сборки ЧЭ ВТГ имеет технологиче-

ские особенности, характерные для приборов этого типа. Технологические

дефекты, накопленные в производственном цикле изготовления, количе-

ственно характеризуются величиной расщепления собственной частоты ре-

зонатора ВТГ до проведения операции балансировки.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Распопов В.Я., Волчихин И.А., Волчихин А.И., Ладонки А.В., Лихо-

шерст В.В., Матвеев В.В. Волновой твердотельный гироскоп с металлическим

резонатором/ Под ред. В.Я. Распопова. Тула: Изд-во ТулГУ, 2018. 189 с.

УДК 004.932

В.Н. ГАРМАШ, Д.М. КОРОБОЧКИН, С.А. МАТВЕЕВ,

С.А. РУДЫКА, А.Н. СЫРЦЕВ БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова (г. Санкт-Петербург)

ОБРАБОТКА МНОГОСПЕКТРАЛЬНОЙ ИНФОРМАЦИИ В

ВЕРТОЛЕТНОМ КОМПЛЕКСЕ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ПОИСКОВО-СПАСАТЕЛЬНЫХ ОПЕРАЦИЙ

Решение вопросов безопасного пилотирования вертолётов на малых и

предельно малых высотах, захода на посадку и выполнения посадки на

необорудованные посадочные площадки при выполнении полётов в ходе

поисково-спасательных операций является важной задачей обеспечения

активного использования летательных аппаратов в Арктике, в частности

вертолётов. При этом сложные метеорологические условия, сокращение

видимости и низкая освещённость резко ограничивают применение

вертолётов для проведения поисково-спасательных операций из-за

недостаточной информированности пилотов о закабинной обстановке.

Для решения обозначенных проблем в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф.

Устинова совместно с АО «Авиаавтоматика» им. В.В. Тарасова» ведётся

разработка комплекса обеспечения поисково-спасательных операций

137

(КОПСО), позволяющего визуализировать малоразмерные навигационные

препятствия и предупреждать экипаж о приближении к ним, обеспечивать

техническое обнаружение малоразмерных объектов на поверхности моря в

прибрежных морских районах, а также обеспечивать пилотов

дополнительной информацией о подстилающей поверхности при посадке на

необорудованную площадку.

В состав комплекса входят разноспектральные датчики, как

пассивные (телевизионные и инфракрасные), так и активные

(радиолокационные и лазерные). К аппаратуре, предназначенной для

обнаружения препятствий и поиска малоразмерных объектов, относятся

лазерно-локационный модуль (ЛТМ) и радиолокатор переднего обзора

(РЛС ПО) миллиметрового диапазона. ЛТМ включает в себя телевизионную

камеру, две инфракрасных камеры SWIR и LWIR диапазонов, а также

лазерно-локационный модуль (ЛЛ). В состав аппаратуры нижнего обзора,

предназначенной для обеспечения посадки на необорудованных площадках,

входят две разнесенные в пространстве телевизионные камеры и

сверхширокополосный радиолокатор зондирования подстилающей

поверхности (РЛС ЗПП).

К основным направлениям обработки и комплексного использования

разноспектральной информации в составе КОПСО относятся [1-2]:

предварительная обработка и улучшение исходных изображений

окружающей обстановки от датчиков различных диапазонов;

формирование единых синтезированных изображений

окружающей обстановки на основе кадров от датчиков различных

диапазонов;

комплексирование оптических изображений окружающей

обстановки с данными от детекторов опасных препятствий (РЛС ПО, ЛЛ);

поиск и распознавание заданных типов объектов на изображениях;

комплексирование изображений от камер нижнего обзора с

данными от георадара (РЛС ЗПП).

Для предварительной обработки исходных видеоизображений

окружающей обстановки применяются методы адаптивного

контрастирования, пространственной и временной фильтрации, а также

градиентной обработки. После процедур пространственно-временной

синхронизации, предварительной обработки и оценки информативности

видеокадров телевизионного, SWIR и LWIR диапазонов на их основе

осуществляется формирование единого синтезированного изображения

окружающей обстановки с наложением информации о дальности до

объектов наблюдаемой сцены, измеряемой активными датчиками.

Информация о дальности до объектов при этом накладывается

посредством цветового кодирования в соответствии с принципом

«светофора».

138

В части нижнего обзора осуществляется формирование

стереоизображений и реконструкция 3D-модели площадки под вертолётом

с визуализацией толщин снежного и ледяного покрова, измеряемых РЛС

ЗПП.

Комплексный подход к обработке многоспектральной информации

в составе КОПСО позволяет существенно повысить информированность

экипажа о закабинной обстановке в режиме реального времени при

решении задач обнаружения препятствий, поиска малоразмерных

объектов и посадки на необорудованных площадках в сложных

метеорологических условиях.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Гармаш В.Н., Коробочкин Д.М., Матвеев С.А., Петров Ю.В.,

Рудыка С.А., Сухов Т.М. Комплексирование информации от разнородных

источников в бортовых комплексах обеспечения поисково-спасательных

операций // Вопросы радиоэлектроники. 2018. № 7. С.140-147.

2 Петров Ю.В., Гармаш В.Н., Коробочкин Д.М. Обнаружение

осадков и определение уровня их интенсивности по изображениям,

формируемым системой улучшенного видения бортового

радиоэлектронного комплекса обеспечения поисково-спасительных

операций // Вопросы радиоэлектроники. 2018. № 7. С.132-139.

УДК 621.317.4

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

МАГНИТОМЕТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЛОКАЛЬНОЙ

НАВИГАЦИИ ПОДВИЖНЫХ ОБЪЕКТОВ

В настоящее время существует класс навигационных задач, для реше-

ния которых требуются всепогодные, помехозащищенные навигационные

системы подвижных объектов, работоспособность которых не зависит от

глобальных спутниковых систем. К таким системам относятся системы

навигации по геофизическим полям, в том числе, магнитному и гравитаци-

онному. В связи с улучшением точностных и массогабаритных характери-

стик магнитометрической аппаратуры более интенсивное развитие в насто-

ящее время получают магнитные навигационные системы. Однако точность

навигации по постоянному магнитному полю Земли ограничена точностью

существующих магнитных атласов и карт и моделей высотного пересчета

139

характеристик магнитного поля. Для устранения этих ограничений могут

быть применены магнитометрические системы, использующие в качестве

источника навигационной информации магнитное поле с известными про-

странственными и временными зависимости [1, 2].

Предложенная в работе магнитометрическая система локальной нави-

гации может быть использована для определения линейных и угловых ко-

ординат подвижных объектов, как на открытых пространствах, так и внутри

помещений.

Система включает в себя бортовую и наземную части. Наземная часть

представляет собой один или несколько источников вращающегося диполь-

ного магнитного поля. Бортовая часть содержит трехкомпонентный магни-

тометр, цифровой вычислитель, алгоритмическое обеспечение.

Компоненты вектора магнитной индукции, сонаправленные с осями

датчиков, определяются выражениями:

t

r

xyt

r

x

r

MBx

sin

3cos1

3

4 22

2

3

0

t

r

yt

r

xy

r

MBy

sin1

3cos

3

4 2

2

23

0

(1)

t

r

yzt

r

xz

r

MBz

sin

3cos

3

4 223

0

,

где M – магнитный момент источника [3].

Соответственно, измеряемые трехкомпонентным датчиком компо-

ненты с учетом углов ориентации выражаются следующим образом:

Tzyx

T

zyx BBBRBBB ,,,, ''' , (2)

где R – матрица направляющих косинусов.

Согласно выражениям (1, 2), амплитуда и фаза сигнала на каждом из

датчиков содержит информацию о шести координатах подвижного объекта.

В зависимости от массогабаритных параметров источников магнит-

ного поля, а также чувствительности датчиков система может применяться

для решения навигационных задач подвижного объекта в зоне действия ма-

яка (метров – сотен метров). Точность определения координат возрастает по

мере приближения к источнику.

140

Магнитометрическая система локальной навигации может быть при-

менена для навигации робототехнических устройств в любых средах, в со-

ставе систем навигации и посадки летательных аппаратов и беспилотных

летательных аппаратов, в составе систем управления и контроля перемеще-

ния военнослужащих, техники и грузов на военных объектах.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Li M. A novel method of 6-DoF electromagnetic navigation system for

surgical robot / M. Li, S.Song, C.Hu, D.Chen, M.Q.-H.Meng // 8th World Congr.

Intell. Control Automat., Jinan, China,Jul. 6–9, 2010. P.2163–2167.

2 Two solenoid guide system for horizontal bore holes [Текст]: пат.

US6814163 B2, США: US 10/649 828.

3 Song S. An electromagnetic localization and orientation method based on

rotating magnetic dipole / S. Song et. all // IEEE TRANSACTIONS ON MAG-

NETICS. 2013.V.49, №.3. P.1274-1277.

УДК 629.735.33.016

А.А. ГОЛУБЕВА, КУЛАНОВ Н.В. ФГУП ГосНИИ Авиационных систем (г. Москва)

МЕТОДИКА И РЕЗУЛЬТАТЫ ОПТИМИЗАЦИИ ЭТАПА НАБОРА

ВЫСОТЫ В ЗАДАЧЕ ВЕРТИКАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ

САМОЛЁТОВ ГРАЖДАНСКОЙ И ВОЕННО-ТРАНСПОРТНОЙ

АВИАЦИИ

Набор высоты является важным эксплуатационным этапом полёта

всех родов авиации, обеспечивающим выполнение самолётами своих основ-ных функциональных задач. Главной задачей гражданской и военно-транс-портной авиации является перевозка некоторого груза из начальной точки его положения в заданную конечную. По этому признаку данные рода авиа-ции относятся к классу транспортных систем, основными критериями эф-фективности которых является стоимость полёта, затраты топлива и время.

Задача оптимизации этапа набора высоты не является новой. Боль-шинство работ по этой тематике связано с боевой авиацией, где критерием как правило является быстродействие. Для гражданских и военно-транс-портных самолётов таких работ достаточно мало и они, как правило, направ-лены на определение лётно-технических характеристик или предельных возможностей воздушных судов (ВС). Методические результаты таких ра-

141

бот используются в аэродинамических отделах конструкторских бюро глав-ных конструкторов ВС, в которых основным критерием при расчёте этапов полёта является критерий максимальной дальности. Специфика критериев (и в частности необходимость учета значения CostIndex) является одной из отличий рассматриваемой постановки. К следующей особенности предла-гаемой постановки относится использование в решении задачи динамиче-ской модели движения ВС без каких-либо предположений о квазистацио-нарности отдельных процессов, что являлось основой при разработке таких методик в прошлом столетии.

Кроме того, решение задачи в данном случае проводится в рамках за-данного в Руководстве по лётной эксплуатации (РЛЭ) сценария набора вы-соты, который выступает в данном случае как дополнительное ограниче-ние. Как правило, этот сценарий задаётся либо в виде схемы изменения вы-соты и дальности, либо значениями приборной скорости и Маха в функции высоты. Кроме того задаётся область допустимых значений приборной ско-рости и высоты.

Такие способы не определяют движение ВС от окончания этапа взлёт до выхода на заданную скорость набора высоты. На этом, так называемом «преднаборном» участке происходит разгон ВС от скорости окончания этапа взлёт до заданной скорости набора высоты и выполнение условий на допустимые значения высоты и скорости. Длительность этого участка и влияние его на принятые критерии оценки этапа набора высоты могут быть различны в зависимости от используемого на нем управления ВС.

Исследование этого участка позволило получить оптимальный закон управления и квазиоптимальные законы, достаточно просто реализуемые в современных бортовых системах управления (БСУ) и снижающие значения критериев эффективности не более чем на 0.3-0.5%. Эти результаты допол-нили описание заданного сценария набора высоты и позволили свести за-дачу оптимизации к задаче математического программирования. С учётом возможного ограничения на значение приборной скорости в процессе набора высоты общее число параметров, определяющих траекторию набора, стало равным пяти. Это следующие параметры: - Mз-значение числа Маха при выходе н заданную дальность; - Vcasз - значение приборной скорости набора высоты; - H1- значение высоты, до которой действует ограничение на приборную

скорость; - Vcas1 - предельное значение скорости до достижения высоты H1; - dVcas - значение ускорения приборной скорости на «преднаборном»

участке. Первым шагом в решении этой задачи являлось определение области

допустимых значений параметров и степени влияния их на значения рас-сматриваемых критериев (оценка релевантности параметров). Исследова-ние показало, что все параметры являются достаточно релевантными, по-этому размерность множества параметров сохраняется и равна пяти.

142

Исследование характера поведения критериев в области допустимых значений каждого из параметров показало: - критерии стоимости, затрат топлива и времени набора высоты моно-

тонно уменьшаются с увеличением параметра dVcas; - с увеличением значения параметра Vcas1 и уменьшением значения пара-

метра H1 рассматриваемые критерии уменьшаются; - практически линейно уменьшаются значения критериев с увеличением

значения параметра Vcasз; - в допустимой области изменения числа Мз значения критериев затрат

топлива и времени могут иметь несколько локальных минимумов. Эти результаты позволяют сделать следующие выводы: 1.Оптимальные значения параметров Vcas1, H1 и Vcasз принадлежат

границам областей их возможного изменения. При этом Vcas1 и Vcasз лежат на верхней границе, а H1 на нижней границе.

2.С потерей в значении критериев менее 0.3% значение параметра dVcas можно принять равным 0.1-0.15. С уменьшением этого значения за-траты топлива и длительность набора высоты увеличиваются, но «пред-наборный» участок проходит на большей высоте, что может оказаться более выгодно с точки зрения уменьшения воздействий на окружающую среду. С увеличением значения параметра dVcas траектории становятся более поло-гими и значения критериев несколько уменьшаются, однако максимальный выигрыш не превосходит 0.3%.

3. Свободным параметром для оптимизации остаётся только число Маха.

Оптимизация этапа по этому параметру показала зависимость его от значения CostIndex. Разработана методика и получены зависимости опти-мального значения числа М от массы ВС и заданного значения CostIndex, что является новым результатом в теории и практике оптимизации этапа взлёт ВС.

УДК 629.7.056.8

В.Л. ДАВЫДОВ, С.А.ГОРБАЧЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

К ВОПРОСУ О ВОЗМОЖНОСТЯХ ПРИЦЕЛЬНО-

НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ СОВРЕМЕННЫХ

САМОЛЕТОВ ИСТРЕБИТЕЛЬНОЙ АВИАЦИИ И

ПЕРСПЕКТИВЫ ИХ РАЗВИТИЯ

Анализ локальных войн и вооруженных конфликтов последних деся-

тилетий показал, что решение основных задач сухопутными войсками до-

стигаются в условиях господства (превосходства) авиации в воздухе, что в

143

свою очередь является результатом слаженных совместных действий всех

видов и родов войск участвующих группировок.

Авиация при этом выполняет следующие основные задачи:

- уничтожение летательных аппаратов противника в воздухе;

- разрушение аэродромов и самолетов на земле и поражение других

наземных целей;

- уничтожение активных средств ПВО;

- ведение радиоэлектронной борьбы.

Для решения комплекса стоящих задач необходимо большое количе-

ство самолетов, распределенных по предназначению (штурмовики, бомбар-

дировщики, истребители), что крайне неэкономично, по сравнению с при-

нятыми на вооружение многофункциональными самолетами, способными

решать весь спектр стоящих перед ОТА задач, без серьезных модификаций.

Действия противника всегда направлены на противодействие, для

чего им проводится комплекс мероприятий для нанесения максимального

ущерба нашей авиации. По сути, всегда возникают дуэльные ситуации, как

по работе по воздушным, так и по наземным целям, в которых побеждает

сильнейший. А сильнейшим станет тот, кто имеет лучшие возможности по

скорости, маневру и качеству принятия решений, обнаружению и иденти-

фикации цели, дальности и количеству средств поражения, информацион-

ному обмену между пунктами управления авиацией (ПУА) и группами так-

тического назначения. Все вышесказанное реализуется за счет повышения

уровня летного мастерства экипажей, совершенствования системы управле-

ния и взаимодействия и технического оснащения авиационных комплексов.

На основании проведенного сравнительного анализа можно выделить

следующиетенденции дальнейшего развития самолетов.

Повышение информационного обеспечения за счет:

- возможности получения автоматизированной информации наведе-

ния от пунктов наведения авиацией (ПНА), целеуказания от авиационных

наводчиков (АН) и беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в реальном

масштабе времени;

- возможности обмена информацией и целераспределения между са-

молетами в группе тактического назначения, в том числе разнотипными;

- возможности обмена информацией о воздушной обстановке с само-

летами дальнего радиолокационного обзора и наведения и наземными (мор-

скими) комплексами ПВО;

- возможности автоматизации процессов прицеливания и подготовки

вооружения;

- возможности автоматизированной передачи на ПУ данных разведки

и результатов боевых применений.

144

Повышение точности самолетовождения, прицеливания и боевого

применения АСП за счет:

- повышения удобства и быстроты введения навигационной информации;

- возможности автоматизированного ввода координат с наземных ис-

точников (ПНА, БПЛА);

- повышения возможностей идентификации воздушных (морских) целей

за счет ранее введенных индивидуальных характеристик, в том числе и своих

войск;

- повышения надежности геопозиционирования самолета и АСП в

пассивных режимах;

- оснащения встроенными средствами индивидуальной радиоэлектрон-

ной борьбы и разведки.

УДК 629.7.054.07

А.А. ДЕДЯЕВ, С.Б. МИХАЙЛЕНКО, М.А. ЗАМЫСЛОВ

ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ПОСАДКИ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

САМОЛЕТНОГО ТИПА НА МАЛУЮ ПЛОЩАДКУ

Выполнение полетного задания беспилотным летательным аппаратом

(БЛА) многократного применения завершается посадкой, которую сложнее

реализовать в случае БЛА самолетного типа. В аспекте гибкой тактики при-

менения наиболее предпочтительной является посадка БЛА в улавливаю-

щее устройство, так как позволяет выполнять ее на малую площадку, в том

числе на палубу судна. При сочетании со стартом БЛА с пусковой установки

можно применять комплекс с БЛА в варианте безаэродромного базирования

непосредственно из боевых порядков войск. Платой за это являются жест-

кие требования к информационному обеспечению посадки в улавливающее

устройство по сравнению с другими способами.

Основными этапами посадки БЛА являются приведение БЛА в район

посадки, предпосадочное маневрирование БЛА в районе посадки, заход

БЛА на посадку и собственно посадка. Информационное обеспечение каж-

дого из этапов имеет свои особенности и зависит от способов реализации

этапов, содержание которых во многом определяется точностью навигаци-

онного оборудования БЛА, точностью априорной информации о координа-

тах точки посадки и о посадочном курсе.

145

Принципиально проще осуществить информационное обеспечение

всеракурсной посадки БЛА в улавливающее устройство [1]. При определе-

нии оптимальных значений дальности действия optd и рабочего сектора уг-

лов opt аппаратуры захода на посадку следует учитывать ограничения,

обусловленные маневренными и динамическими возможностями БЛА, а

также допустимым расходом массового maxспm и объемного maxспV ресурсов

БЛА. Выбор optd , opt целесообразно выполнять по критерию минимума

затрат на аппаратуру захода на посадку ( , )C d при ограничениях

max( , )сп спm d m , max( , )сп спV d V , maxsin2

ошd l

, где ( , )спm d ,

( , )спV d – масса и объем бортового посадочного оборудования; maxошl –

максимальное значение радиальной ошибки приведения БЛА в район по-

садки с учетом точности априорных данных о координатах точки посадки.

В результате решения оптимизационной задачи получим

( , )( , ) min ( , )opt opt

dd Arg C d

. Значения optd , opt обеспечивают пере-

ход от этапа приведения БЛА в район посадки к этапам предпосадочного

маневрирования БЛА и захода БЛА на посадку без дополнительного барра-

жирования БЛА с целью поиска и обнаружения точки посадки бортовым

посадочным оборудованием.

Приведение БЛА в район посадки целесообразно выполнять по крат-

чайшему пути [2] маршрутным методом с помощью бесплатформенной

инерциальной навигационной системы (БИНС) с микроэлектромеханиче-

скими гироскопами и акселерометрами. Вследствие малой массы, габаритов

и энергопотребления такая БИНС может устанавливаться на борт практиче-

ски любого БЛА. Для повышения точности БИНС применяют ее комплек-

сирование с приемником спутниковой радионавигационной системы типа

ГЛОНАСС.

Для захода БЛА на посадку и приведения его в улавливающее устрой-

ство требуется более высокая точность, которая может быть обеспечена

бортовым посадочным оборудованием на базе пассивного радиопеленга-

тора [1], телевизионного координатора [3], инфракрасной системы техниче-

ского зрения [4]. Направление полета БЛА в улавливающее устройство за-

дается с помощью наземных маяков, излучающих в соответствующем диа-

пазоне частот [3,4,5]. Точность определения координат улавливающего

устройства может быть повышена путем обработки данных от пеленгатора

и БИНС на основе нелинейного фильтра Калмана. По результатам модели-

рования системы [1,3,4] обеспечивают приведение БЛА в улавливающее

устройство с ошибкой не более 0,5-1,0 метра, что позволяет реализовать ав-

томатический режим посадки.

146

Таким образом, совершенствование способов и систем посадки БЛА

самолетного типа в улавливающее устройство является перспективным

направлением, обеспечивающим создание комплексов с БЛА безаэродром-

ного базирования. Для информационного обеспечения посадки БЛА целе-

сообразно применять бурно развивающиеся в настоящее время технологии

БИНС в сочетании с бортовыми системами самонаведения БЛА в улавлива-

ющее устройство по сигналам наземных маяков.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Замыслов М.А., Мальцев А.М., Михайленко С.Б. и др. Способ точ-

ной посадки беспилотного летательного аппарата: Пат. 2539703 Рос. Феде-

рация, № 2013110582: заявл. 11.03.2013; опубл. 20.09.2014, Бюл. № 26. 11 с.

2 Замыслов М.А., Мальцев А.М., Михайленко С.Б., Штанькова Н.В.

Способ вывода летательного аппарата в точку начала посадки // Воздушно-

космические силы. Теория и практика. 2018. № 6. С. 54–59.

3 Посадка беспилотных летательных аппаратов на суда: проблемы и

решения / Под ред. С.Н. Шарова. СПб.: Судостроение, 2014. 192 с.

4 Бондарев В.Г., Ипполитов С.В., Конотоп В.И. и др. Способ определения

местоположения и углов ориентации летательного аппарата относительно

взлетно-посадочной полосы и устройство для его осуществления: Пат. 2378664

Рос. Федерация, № 2008128185: заявл. 09.07.2008; опубл. 10.01.2010, Бюл. № 8.

16 с.

5 Zamyslov M.A., Mikhaylenko S.B., Maltsev A.M., Maltsev M.A. Air-

craft approach technique in emergency situations // Транспорт: наука, техника,

управление. ВИНИТИ РАН. 2018. № 4. С. 36–41.

УДК 355.23

Д.А. ДЬЯКОВ, И.В. РОЖКОВ, К.Е. РОГАЧЕВСКИЙ УО «Белорусская государственная академия авиации» (г. Минск)

ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТРЕНАЖЕРУ ПОДГОТОВКИ

РАСЧЕТА БЕСПИЛОТНОГО АВИАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА

Анализ использования беспилотных летательных аппаратов (БЛА) в

системе вооружения современной армии позволяет сделать вывод о высо-

кой эффективности боевого применения данных образцов вооружения во-

енной и специальной техники как в интересах ведения разведки, так и для

выполнения огневых и специальных задач. Кроме этого, идет постоянное

147

совершенствование и обновление материалов и самих конструкций, улуч-

шаются тактико-технические характеристики БЛА. Все эти факторы пред-

полагают реализацию практико-ориентированного обучения специалистов

по эксплуатации беспилотных авиационных комплексов (БАК).

Для обеспечения оптимального сочетания фундаментального образо-

вания и прикладной подготовки возникает необходимость в использовании

в образовательном процессе тренажера подготовки расчета БАК (тренажер

БАК).

Исходя из того, что тренажер БАК предназначен для приобретения и

поддержания навыков в целевом применении БАК в составе расчета, он дол-

жен обеспечивать:

- подготовку оператора БЛА, оператора целевой нагрузки (ЦН) и ин-

женерно-технического персонала в составе расчета БАК;

- проведение тренировок полными и сокращенными расчетами БАК;

- возможность подготовки операторов различных БАК;

- отработку всех задач, для которых предназначен БЛА, включая пла-

нирование полетного задания, ввод маршрута, управление полетом, ведение

разведки и наблюдения;

- максимально приближенно к реальным условиям моделирование по-

лета БЛА и наблюдаемое оператором изображение на мониторе с использо-

ванием топографических и электронных карт местности;

- планирование инструктором максимально сложной и приближенной

к реальным условиям тренировки операторов БАК, возможность вмеши-

ваться в действия обучаемого, давать вводные задания;

- возможность моделирования полета БЛА днем и ночью;

- возможность моделирования особых условий полета БЛА, в том

числе в условиях тумана, дождя, сильного ветра;

- моделирование действий в аварийных ситуациях и в случае выхода

из строя отдельных систем БЛА;

- автоматизированную оценку действий лиц расчета БАК;

- подготовку, ввод, хранение, отображение, корректировку и запись

полетного задания;

- регистрацию, обработку, хранение, отображение параметрической и

видовой информации, получаемой в ходе функционирования тренажер

БАК;

- управление имитатором БЛА операторами БЛА;

- управление имитатором ЦН на БЛА;

- сопровождение выделенных объектов в кадре видеопотока на авто-

матизированного рабочего места (АРМ) оператора ЦН;

148

- ввод и имитацию воздействия внешних факторов на полет БЛА с

АРМ инструктора;

- ввод и имитацию отказов БАК с АРМ инструктора;

- отображение полетной информации и действий операторов на АРМ

инструктора;

- определение координат объектов по информации с имитатора БЛА

на ПЭВМ;

- ввод, обработку, хранение, отображение параметрической и видовой

информации, полученных в результате реальных полетов БЛА;

- выполнение анализа данных реальных полетов по зарегистрирован-

ной телеметрической информации БАК;

- привязку комплекса на электронной карте и построение трасс

направлений полета БЛА;

- выполнение других задач, исходя из целевого предназначения ком-

плекса.

В целях обеспечения оптимального применения тренажера в зависи-

мости от уровня подготовленности обучающихся тренажер должен иметь

основные режимы работы, такие как:

- режим комплексного тренажа – включены все технические средства

изделия и обеспечивается решение всех задач полным расчетом БАК;

- режим индивидуального тренажа – включены часть технических

средств изделия, обеспечивающая решение частных задач должностными

лицами расчета на выбранных АРМ;

- режим воспроизведения – включены все технические средства изде-

лия либо часть технических средств изделия, обеспечивающая воспроизве-

дения на АРМ входной и выходной информации, действий и команд, выпол-

няемых на АРМ должностными лицами;

- режим контроля полетных данных – включены все технические сред-

ства изделия либо часть технических средств изделия, обеспечивающая вы-

полнение объективного контроля функционирования БЛА, воспроизведе-

ние сохраненной видовой информации от ЦН БЛА, обработку и воспроиз-

ведение параметрической информации с борта БЛА, выполнение экспресс-

обработки полетной информации и ее документирование.

Таким образом, предложенные требования к тренажеру подготовки

расчета БАК позволят: обеспечить качественную подготовку специалистов

по эксплуатации существующих и перспективных БАК; приобрести навыки

практических действий при возникновении особых случаев в полете; отра-

ботать реальные задания при подготовке к выполнению полетов.

149

УДК 629.7.05

Е.В. ЕВТУШЕНКО1, А.Н. ВОЛОДИН1, Н.В. ШТАНЬКОВА2 1Черноморское ВВМУ им. П.С. Нахимова» (г. Севастополь) 2ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АНАЛИЗ ПРОБЛЕМЫ ВЫРАБОТКИ ОБОСНОВАННЫХ

РЕШЕНИЙ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ЗАДАЧ С ПРИМЕНЕНИЕМ

БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

В настоящее время наблюдается рост количества задач успешно ре-

шаемых с помощью комплексов с беспилотными летательными аппаратами

(БпЛА). Это обусловлено как экономическими выгодами (использование

«беспилотников» обходится значительно дешевле, чем пилотируемой авиа-

ции), так и морально-этическими соображениями (при использовании БпЛА

нет риска гибели экипажа). Вместе с этим, отсутствие летчика на борту ле-

тательного аппарата приводит к неоднозначной оценке влияния «человече-

ского фактора» на выполнение полетного задания. К таким факторам можно

отнести несовершенство каналов передачи данных, канала управления, за-

держку во времени передачи сигналов управления и телеметрии от борта

оператору и обратно, требования к уровню подготовки оператора БпЛА зна-

чительно ниже, чем у летчика пилотируемой авиации, большой объем ин-

формации, который оператор БпЛА должен «держать в голове» и опериро-

вать ею в процессе принятия решений для выполнения полетного задания

при ограниченном времени.

Проведенный анализ существующих типов и систем управления

БпЛА [1,2,3] показывает, что программно-математическое обеспечение со-

временных пилотажно-навигационных комплексов позволяет осуществлять

комплексную обработку информации, поступающей от разных датчиков и

осуществлять коррекцию менее точных систем (при наличии корректоров)

[4]. Полная автоматизация процесса выполнения комплексного полетного

задания в ближайшей и средней перспективе маловероятна, функции про-

граммного обеспечения (ПО), используемого в настоящее время в комплек-

сах с БпЛА, направлены на обеспечение выполнения типовых операций, а

решение логико-аналитических задач, связанных с выбором в условиях не-

определенности, переработкой получаемой по радиоканалу информации,

«ложатся на плечи» расчета комплекса и требуют от специалистов высокой

квалификации, интуиции и оперативности принятия решений. При этом

противоречивость требований к результату принимаемых решений, неодно-

значность оценки ситуации, ошибки в выборе приоритетов усложняют про-

150

цесс принятия решений расчетом комплекса с БпЛА при выполнении полет-

ного задания и часто не позволяют эффективно обрабатывать информацию

и оперативно анализировать ее для принятия обоснованных решений. Кроме

того, операторы комплекса с БпЛА могут в относительно короткий период

времени воспринять ограниченное число объектов, примерно составляющее

5–7 элементов [5].

В связи с этим, разработка подхода по формированию рекомендаций

для своевременного принятия обоснованных решений расчетом комплекса

с БпЛА на всех этапах выполнения полетного задания, является актуальной

задачей. В качестве такого подхода, предлагается разработка концепции со-

здания интеллектуальной системы поддержки принятия решений с функци-

ями преодоления неопределенностей за счет применения аппарата нечеткой

логики. Анализ существующей литературы [6,7,8,9] показывает, что в

настоящий момент отсутствует единый общепринятый подход к разработке

таких интеллектуальных систем для комплексов с БпЛА. Недостаточная

степень адаптивности к внешним условиям и неспособность выработки

частных решений на основе неполной, неточной исходной информации

негативно сказывается на качестве решения полетного задания [10].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Евтушенко Е.В., Володин А.Н. Анализ существующих типов беспи-

лотных летательных аппаратов и перспектив их развития // Сборник науч-

ных трудов Севастопольского государственного университета по итогам

конференции ИСУМ-2017. 2017. С. 25–28.

2 Евтушенко Е.В., Володин А.Н. Анализ систем навигации и стабили-

зации существующих типов беспилотных летательных аппаратов // Сборник

ЧВВМУ им. П.С. Нахимова. 2018. №1 (10). С. 56–59.

3 Евтушенко Е.В., Володин А.Н. Корреляционно-экстремальные си-

стемы навигации беспилотных летательных аппаратов // Сборник научных

трудов Севастопольского государственного университета по итогам конфе-

ренции ИСУМ-2018. 2018. С. 62–65.

4 Бабиченко А.В. Прикладные методы обработки информации и мо-

делирования при проектировании информационно-управляющих комплек-

сов высокоманевренных летательных аппаратов: дис. д.т.н.: 05.11.03. М.:

2009. 422 с.

5 Комарова Т.К. Психология внимания. Гродно: ГрГУ, 2002. 124 с.

6 Рыбина Г.В. Интеллектуальные системы: от А до Я. Серия моногра-

фий в трех книгах. Книга 1. Системы, основанные на знаниях. Интегриро-

ванные экспертные системы. М.:ООО «Научтехлитиздат», 2014. 223 с.

151

7 Рыбина Г.В. Интеллектуальные системы: от А до Я. Серия моногра-

фий в трех книгах. Книга 2. Интеллектуальные диалоговые системы. Дина-

мические интеллектуальные системы. М.: ООО «Научтехлитиздат», 2015.

163 с.

8 Рыбина Г.В. Интеллектуальные системы: от А до Я. Серия моногра-

фий в трех книгах. Книга 3. Проблемно-специализированные интеллекту-

альные системы. Инструментальные средства построения интеллектуаль-

ных систем. М.: ООО «Научтехлитиздат», 2015. 179 с.

9 Джарратано Д., Райли Г. Экспертные системы: принципы разра-

ботки и программирование. М.: ООО «ИД Вильямс», 2007. 1152 с.

10 Н.А. Королюк, С.Н. Еременко. Интеллектуальная система под-

держки принятия решений при управлении беспилотными летательными

аппаратами на наземном пункте управления // Системы обработки инфор-

мации. 2015. №8 (133). С. 31–36.

УДК 629.7.05

Д.И. ЕГОРОВ, В.А. КРИВОНОЖЕНКОВ, А.С. ЦЕЛИКОВ ФГУП «ГосНИИАС» (г. Москва)

АНАЛИЗ ПЕРСПЕКТИВ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВОЗДУШНОЙ

НАВИГАЦИИ

Анализ современного состояния средств воздушной навигации лета-

тельных аппаратов в околоземном пространстве, существующих приклад-

ных алгоритмов новационных навигационных комплексов и систем, воз-

можностей комплексной обработки информации бортовых навигационных

измерителей методами субоптимальной фильтрации, адаптации и корреля-

ционно-экстремальной обработки априорной и текущей информации [1],

перспектив развития комплексов бортового оборудования (КБО), построен-

ных на принципах интегрированной модульной авионики (ИМА) [2] пока-

зывает, что на перспективных авиационных комплексах навигационные па-

раметры для различных бортовых потребителей будут формироваться на

базе единой бортовой информационной сети сбора и распределения в реаль-

ном масштабе времени информации, поступающей от датчиков, измеряю-

щих сигналы различной физической природы [3].

Общемировая тенденция развития авионики, основанная на глубокой

интеграции систем и комплексов с использованием общих ресурсов про-

граммного и аппаратного обеспечения, формирует современные требования

по совершенствованию структурной организации бортовых систем. Данные

152

требования в полной мере относятся и к навигационному оборудованию са-

молета.

Открытая отказоустойчивая адаптируемая сетевая архитектура КБО,

построенная на базе ИМА-технологий с применением перспективных ин-

терфейсов взаимодействия, позволяет создать навигационный контур,

включающий в себя датчики исходной навигационной информации и функ-

ции, реализующие вычисление необходимых параметров для конечного

бортового потребителя. По сути навигационный контур является высокоин-

тегрированной мультифункциональной системой, реализующей одну из ос-

новных общесамолетных функций. Перспективные унифицированные ин-

терфейсы позволят построить высокоскоростные бортовые сети распреде-

ленных КБО реального времени для решения задач навигации [4], как на

уровне датчиков, так и на системном уровне.

Дальнейшее совершенствование навигационного оборудования ЛА

будет развиваться в направлении технологий интеллектуализации авио-

ники, понимаемой как частичная и поэтапная передача бортовому оборудо-

ванию функции принятия решения, а летчик становится основным субъек-

том управления при возникновении особой ситуации в полете [5]. Это под-

разумевает наличие экспертных систем, которые в автоматизированном ре-

жиме будут проводить комплексную обработку информации от первичных

измерителей, определять погрешности и производить их коррекцию, рас-

пределяя истинные навигационные параметры бортовым потребителям по

их запросам. Такие системы обладают свойствами изменения топологиче-

ской структуры датчиков первичной навигационной информации в зависи-

мости от режимов автономности полета и в условиях наличия разнородных

помех.

Организация бортовой функционально-ориентированной архитек-

туры перспективных авиационных комплексов в виде единого набора аппа-

ратных и программных ресурсов [6], которые легко настраиваются и адап-

тируются к многофункциональным задачам, позволит: снизить массогаба-

ритные характеристики и энергопотребление, повысить отказоустойчивость

за счет многократного резервирования, наращивать функциональные воз-

можности в процессе модернизаций, автоматически диагностировать свое

техническое состояние и при отказах производить реконфигурацию обору-

дования.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Навигация летательных аппаратов в околоземном пространстве

/под редакцией Г.И. Джанджгавы. М.: ООО «Научтехлитиздат», 2015. 592 с.

153

2 Чуянов Г.А., Косьянчук В.В., Сельвесюк Н.И. Перспективы развития

комплексов бортового оборудования на базе интегрированной модульной ави-

оники //Известия ЮФУ. Технические науки. 2013. № 3 (140). С.55-62.

3 Парамонов П.П., Жаринов И.О. Интегрированные бортовые вы-

числительные системы: Обзор современного состояния и анализ перспектив

развития в авиационном приборостроении // Научно-технический вестник

информационных технологий, механики и оптики. 2013. № 2 (84). С. 1-17.

4 Новиков В.М., Платошин Г.А., Шейнин Ю.Е. Особенности приме-

нения интерфейса SpaceWire в комплексах бортового оборудования //

Труды ГосНИИАС. Вопросы авионики. 2018. Выпуск 7 (40). С. 41-55.

5 Актуальные вопросы создания бортовых систем интеллектуаль-

ной поддержки экипажа / Г.И. Джанджгава, А.В. Бабиченко, Д.А. Базлев,

Г.И. Герасимов, В.В. Кавинский, М.И. Орехов, А.П. Прядилщиков // Авиа-

космическое приборостроение. 2018. № 12. С. 21-34.

6 Бабуров В.И., Пономоренко Б.В. Принципы выбора функциональ-

ных задач и архитектуры интегрированного бортового радиоэлектронного

оборудования навигации, посадки, обмена данными и УВД // Научный вест-

ник МГТУ ГА. сер. Радиофизика и радиотехника. 2005. № 96. С. 66-79.

УДК 681.5.01

Е.Ю. ЗЫБИН, В.В. КОСЬЯНЧУК, В.В. ГЛАСОВ ФГУП «ГосНИИАС» (г. Москва)

НЕПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ МЕТОД УПРАВЛЕНИЯ

СОСТОЯНИЕМ ВОЗДУШНОГО СУДНА

Пусть модель динамики полета воздушного судна (ВС) в пространстве

состояний имеет вид

1i i ix Ax Bu , (1)

где A, B – матрицы параметров собственной динамики и эффективности

управления; x, u – векторы состояния и управления; i – дискретное время.

Предположим, что наблюдение за ВС ведется на протяжении некото-

рого времени h. Тогда модель (1) можно записать в следующем блочно-мат-

ричном виде

1: 1 : 1 : 1i i h i h i i h i h i i h i hX x A X x B U u , (2)

где

11: : 1 :2 1 1 1 11... , ... , ... .i i i h i ii i h i i h i ii h i i i hhx x x x x x U uX uX u

154

Для решения задачи синтеза управления i hu

при заданном векторе со-

стояния ВС 1i hx перегруппируем выражение (2) и приведем его к уравне-

нию

1: 1: 1

: 1

i i h i hi i h i h

i i h i h

X xB U u I A

X x

,

которое разрешимо тогда и только тогда, когда

1: 1 1: 1 1: 1: 1

: 1 : 1 : 1

0, 0

R R

i i h i h i i h i h i i h i hi i h i h

i i h i h i i h i h i i h i h

X x X x X xB U u

X x X x X x

.

При отсутствии функциональной избыточности по управлению

( 0)RB всегда существует такое минимальное число наблюдений h, при

которых правый делитель нуля максимального полного ранга имеет вид

нормированного вектор-столбца:

: 11

0i hi i h i hU

ru

. (3)

Тогда из (3) можно определить искомое управление по формуле

: 1i h i i h i hru U . (4)

Таким образом, путем последовательного применения выражений (3), (4) можно решать задачу управления состоянием ВС без использования априорной информации о параметрах математической модели его динамики полета только на основе анализа входных и выходных сигналов системы управления ВС.

Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаменталь-ных исследований (17-08-01445а, 18-08-00453а).

УДК 681.5.01

В.О. КОЗЬЕВ, Г.Н. ВЕРЕЩАГИНА, Г.В. ШУМЕЙКО НИИЦ (г. Курск) ФГУП «18 ЦНИИ» МО РФ (г. Курск)

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ МЕТОДА МУЛЬТИЛАТЕРАЦИИ ПРИ

ОПРЕДЕЛЕНИИ КООРДИНАТ ВОЗДУШНЫХ ОБЪЕКТОВ

В настоящее время в развитых странах, прежде всего, государствах

Западной Европы для обеспечения безопасности полетов внедряются муль-

тилатеративные системы сопровождения воздушных объектов (ВО), позво-

ляющие по сигналам бортовых средств, в основном бортовых ответчиков

155

(БО), системы (РЛО/УВД), уточнять пространственное положение самоле-

тов при заходе их на посадку, а также сопровождать ВО на дальностях до

200 километров с ошибкой в единицы километров. Под термином «мульти-

латерация» понимаются метод и реализующие его средства, обеспечиваю-

щие определение координат ВО, как точку пересечения не менее трех ги-

перболоидов в пространстве. Измеряемым параметром, как и в разностно-

дальномерном способе, является разность моментов приема сигналов

(РМПС) БО с разнесенных позиций. Используемые в мультилатерации ба-

зовые расстояния между позициями составляют не менее 30 км.

Для получения математических зависимостей гиперболоидов, позво-

ляющих определять точку их пересечения в пространстве необходимо осу-

ществить преобразование декартовых координат (XYZ) позиций, выражен-

ных относительно центральной позиции, к новым координатным системам,

в которых зависимость для гипербол, выражается относительно средины

баз, совмещенных с осями Xi.

Преобразование осуществляется в следующей последовательности:

1) Координаты позиций смещаются по осям X и Y относительно

средин баз и поворачиваются в плоскости XY относительно оси X на требу-

емый угол. Зависимость для гипербол в новых координатных системах

имеет вид:

12

0

2

2

0

2

i

i

i

i

b

Y

a

X (1)

где ia0 и ib0 - параметры гипербол, зависящие от РМПС между центральной

и i-й боковой позицией, iX iY - новые координаты, зависящие от координат

XY.

Каноническая форма уравнений (1) в координатной системе XY имеет

вид:

,022 iiiiii FYEXDXYCYBXA (2)

где коэффициенты iA ,.., iF зависят от РМПС и координат боковых позиций.

На совместном решении двух уравнений вида (2) основано определение

координат ВО разностно-дальномерным методом с трех позиций: 0, 1, 2.

2) Переход к гиперболоидам вращения осуществляется путем по-

ворота функций (1) вокруг осей iX . При этом зависимость (2) преобразу-

ется к виду:

156

,0222 ZFYEXDXYCYBXA iiiiii (3)

3) При базовых расстояниях от 30 км и более только за счет сфе-

ричности Земли высоты боковых позиций в плоскости XY отличаются от

центральной позиции не менее чем на 70 метров. Без учета разностей высот

позиций добиться высокой точности определения координат ВО невоз-

можно. Для их учета необходимо произвести поворот координат вокруг

осей iY . Алгебраические преобразования, проведенные с помощью про-

граммного обеспечения «Mathсad 15», позволили получить канонический

вид гиперболоидов в этом случае:

0])([ 0000

2

0000

2

0

2

0 iiiiiiiiii QZNYNyXNxZMYEXDXYCYBXA

, (4)

где ii QA 00 ,..., , функции, зависящие от РМПС, геометрического положения и

высоты боковых позиций относительно центральной.

Чтобы определить координаты ВО из уравнений (3, 4) необходимо ис-

ключить неизвестную координату Z. Это достигается путем последователь-

ного вычитания последующего уравнения из предыдущего. Выполненные

преобразования показали, что для совместного решения уравнений вида (3)

потребуется 3 гиперболоида, вида (4) - 4 гиперболоида, что соответствует

геометрии расположения позиций «треугольник 4» и «квадрат 5», соответ-

ственно.

Таким образом, получена универсальная математическая модель, поз-

воляющая определять координаты ВО для любой геометрии позиций, а

также оценивать точность определения координат.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 W.H.L. Neven, T.J. Quilter, R. Weedon, R.A. Hogendoorn, Wide Area

Multilateration, National Luchten Rulmtevaartlaborartorium, Report on EATMP

TRS 131/04, NLR-CR-2004-472, 94 с.

2 Бронштейн Н.Н, Семендяев К.А. Справочник по математике, М.: Из-

дательство технико-теоретической литературы, 1957г., 608 с.

3 Теоретические основы радиолокации, под ред. Ширмана Я.Д. М.:

Сов. Радио, 1970г., 560 с.

157

УДК 623.746.4-519

А.В. КОМАРОВ, Е.К. КИЧИГИН ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПРОДОЛЬНЫМ

ДВИЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ

ВЫПОЛНЕНИИ ПОСАДКИ

Посадка – этап полета от момента замедленного движения воздуш-

ного судна (ВС) с высоты начала выравнивания (начала торможения при

вертикальной посадке) до момента касания земной, водной или иной по-

верхности и окончания пробега (дросселирования двигателя после призем-

ления при вертикальной посадке) [1].

Выполнение посадки является наиболее сложным и ответственным

этапом полета для всех типов летательных аппаратов (ЛА), при этом ак-

тивно используется посадка по-самолетному, которая производится в не-

сколько этапов (рисунок 1).

Н=60м

Н=8-10мН=1,5-2м

ПланированиеВыравниваниеВыдерживаниеПробег

VпосV=0

Рисунок 1 – Этапы выполнения посадки

Известны различные способы автоматического управления ЛА при

посадке [2, 3]. К недостаткам известных способов следует отнести отсут-

ствие автоматического управления полетом ЛА при заходе на посадку и по-

садке в наиболее сложном и ответственном режиме полета «Выравнивание»

до точки плавного касание взлетно-посадочной полосы.

Способ автоматического управления продольным движением ЛА, ос-

нован на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков

системы измерения параметров полета в вычислительную систему автома-

тического управления полетом, в которой формируются управляющие сиг-

налы на привод руля высоты, отличающийся тем, что автоматическая по-

садка ЛА с заданной высоты снижения до точки плавного касания взлетно-

посадочной полосы выполняется по кривой быстрейшего спуска – нисходя-

2y(1 y ) k 2h (1)

158

щей ветви брахистохроны (рисунок 2), координаты которой введены в бор-

товую цифровую вычислительную машину перед подготовкой ЛА к вылету,

при этом координаты нисходящей ветви брахистохроны заданы формулой:

где, 2k

h2

- константа; бр брy H , y H .

Рисунок 2 – Кривая быстрейшего спуска – нисходящей ветви брахистохроны

Графическое построение брахистохроны, выполненное с целью полу-

чения формулы (1), описывающей поведение брахистохроны, поясняется

кривой, представленной на рисунке 3.

Рисунок 3 – Графическое построение брахистохроны

Данный способ автоматического управления полетом ЛА, обеспечи-

вает повышение точности и безопасности движения на нелинейном участке

159

снижения «Выравнивание» и более точного выхода в заданную точку каса-

ния взлетно-посадочной полосы.

Следует отметить, что применение данного способа при посадке бес-

пилотного летательного аппарата позволит выполнять не только режим

«Выравнивание», но и построить траекторию всей нисходящей ветви бра-

хистохроны до точки касания ВПП. При этом траектория посадки может

быть рассчитана для любого типа беспилотного летательного аппарата.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Приказ Минобороны РФ, Минтранса РФ и Росавиакосмоса от 31

марта 2002 года, № 136/42/51.

2 Способ автоматического управления продольным движением само-

лета на посадке: пат. 2588173 Российская Федерация, МПК B64C23/00.

[Текст] / Гребенкин А.В.; заявитель патентообладатель Акционерное обще-

ство "Московский институт электромеханики и автоматики (АО "МИЭА")

(RU).

3 Способ автоматического управления самолетом на посадке и си-

стема для его реализации: пат. 2581215 Российская Федерация, МПК

B64C19, G08G5. [Текст] / Кербер О.Б., Кузнецов А.Г., Мазур В.Н., Мельни-

кова Е.А., Хлгатян С.В.; заявитель патентообладатель Акционерное обще-

ство "Московский институт электромеханики и автоматики (АО "МИЭА")

(RU).

УДК 629.7.018

А.В. КОМИССАРОВ, В.А. КОЖЕНКОВ АО УКБП (г. Ульяновск)

ПРИНЦИПЫ РАЗРАБОТКИ МЕТОДИКИ ЭКВИВАЛЕНТНО-

ЦИКЛИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ НА ОСНОВЕ HALT

В работе [1] были изложены основные методы оценки надежности

бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) гражданской авиации.

Как было отмечено, актуальной задачей, ставится разработка математиче-

ской модели эквивалентно-циклических испытаний (ЭЦИ) на базе характе-

ристик испытательного оборудования и методик проведения высокофорси-

рованных ресурсных (предельных) отбраковочных испытаний HALT (High

accelerated life/limited test) [2], отметим, что общей теории эквивалентных

испытаний в настоящий момент нет.

160

В нескольких источниках приведены варианты использования HALT

не только для оценки уровня надежности (применения электронной компо-

нентной базы, конструктивных недостатков, несовершенства технологиче-

ских операций и ошибок при их выполнении в производстве и пр.) БРЭО,

но и как испытаний по определению показателя ресурса (долговечности) из-

делия, базирующихся на теории накопления усталости (расходования ре-

сурса).

Состав испытаний HALT (воздействующих факторов) предполагает:

ступенчатое изменение на повышенную и пониженную температуру, широ-

кополосную случайную вибрацию (ШСВ) одновременно в 6 степенях сво-

боды, циклическое изменение температуры и комбинированное воздей-

ствие циклического изменения температуры и ШСВ.

Основной целью новой методики проведения ЭЦИ является [4]:

1) сокращение времени проведения испытаний за счет применения

следующих методов:

- интенсификации уровней воздействия режимов внешних воздей-

ствующих факторов (ВВФ) (температуры, вибрации);

- комплексного (одновременного) воздействия ВВФ.

2) проведение испытаний в эквивалентных рабочих и окружающих

средах;

3) выявление конструктивных и электронных элементов изделий

БРЭО, ограничивающих надежность и долговечность (ресурс) изделия;

4) определение возможности установления требуемого ресурса и воз-

можности его дальнейшего увеличения;

5) определение количественного показателя долговечности (ресурса)

изделий БРЭО.

Программа испытаний основана на классическом подходе, состоящем

из следующих этапов:

Этап 1. Предварительные исследования.

Этап 2. Разработка и обоснование модели испытаний.

Этап 3. Оценка результатов испытаний и их достоверности.

Методика проведения испытаний на определение ресурса (долговеч-

ности) изделий бортовой электроники в ходе опытно-конструкторских ра-

бот (ОКР) представлена следующим образом:

1) Определение предельных режимов работы на основе процедуры

HALT при комплексном воздействии циклического изменения темпе-

ратуры и широкополосной случайной вибрации;

2) Разработка модели эквивалентности комплексного воздействия

циклического изменения температуры и ШСВ среднегодовому циклу

эксплуатации воздушного судна;

3) Оценка результатов ресурса изделия по результатам испытаний и

его достоверности.

161

Концепция расчетных моделей ресурса (времени до усталостного раз-

рушения) предполагает два основных подхода [3]:

1. Модель многоцикловой усталости, описываемая уравнением

Басквина: ∆𝜎

2= 𝜎

𝑓

′(2𝑁𝑓)𝑏

, (1)

где ∆σ/2 - амплитуда напряжения в цикле; Nf - число циклов до разрушения;

𝜎𝑓 - коэффициент усталостной прочности и b – показатель усталостной

прочности (показатель Басквина), зависящие от материала.

На практике, более широкое применение получило следующее соот-

ношение:

𝑁𝑓 = 𝑁𝑏 (𝜎0

𝜎𝑎)

𝑚, (2)

где 𝑁𝑓 - число циклов до разрушения; 𝑁𝑏 - базовое число циклов; 𝜎0- предел

выносливости (или предел усталости) для материала; 𝜎𝑎- амплитуда напря-

жения в цикле; m - параметр, зависящий от материала.

2. Модель малоцикловой усталости, описываемое уравнением

Мэнсона-Коффина-Басквина:

∆𝜎

2=

𝜎𝑓′

𝐸(2𝑁𝑓)

𝑏+ 𝜀𝑓′(2𝑁𝑓)

𝑐, (3)

где ∆σ/2- амплитуда полной деформации в цикле; 𝑁𝑓- число циклов до раз-

рушения; 𝜎𝑓- коэффициент усталостной прочности, b- показатель Басквина,

𝜀𝑓- коэффициент усталостной пластичности; c- показатель усталостной пла-

стичности, зависящие от материала; E - модуль упругости.

Основой модели ЭЦИ представляется подход, при котором предель-

ное состояние при циклическом воздействии является превышением опре-

деленного уровня параметров работоспособности (постфактум) в резуль-

тате накопления остаточных (усталостных) эффектов, при этом сам меха-

низм развития таких эффектов не вносит решающего значения (феномено-

логическая модель) [4].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Комиссаров А.В., Шишкин В.В. Основные методы оценки надеж-

ности бортового радиоэлектронного оборудования современных граждан-

ских судов перед этапом серийного производства. Известия Самарского

научного центра РАН. Том 20, №4(3). 2018. С. 319 - 326.

162

2 Комиссаров А.В., Виноградов А.Б. Методика управления качеством

бортового оборудования изделий авиационной и наземной технике. Изве-

стия Самарского научного центра РАН. Том 18, №4(3). 2016. С. 571 - 577.

3 Fatemi A., Yangt L. Cumulative fatigue damage and life prediction the-

ories: a survey of the state of the art for homogeneous materials. Elsevier Science

Ltd. Int. J Fatigue Vol. 20. No. I.-1998. C. 9-34.

4 Гишваров А.С. Моделирование ускоренных испытаний техниче-

ских систем на надежность и ресурс. Вестник УГАТУ. Машинстроение.

Уфа. УГТУ. Т.9, №1(19)- 2007. С.26-40

5 Болотин В. В. Случайные колебания упругих систем М.: Наука,

1979. 336 с.

УДК 629.7.05

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Л.С. ТИМОФЕЕВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

КОНЦЕПЦИЯ СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ ПЕРСПЕКТИВНОГО

АВИАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА ФРОНТОВОЙ АВИАЦИИ

Современный уровень развития системы обеспечения жизнедеятель-

ности (СОЖ) и защитного снаряжения (ЗС) экипажей авиационных ком-

плексов военного назначения (АК ВН) характеризуется формирование до-

статочно стройной системой бортовых и индивидуальных средств защиты и

обеспечения деятельности летного состава, которые условно можно разде-

лить на несколько функциональных групп: наземных, бортовых, индивиду-

альных, которые в свою очередь предназначены для применения в штат-

ных, нештатных и аварийных ситуациях и в особый период, а также могут

использоваться при подготовке к полету, во время полета, при покидании

воздушного судна (ВС), а также автономного выживания после приземле-

ния или приводнения [1].

Современные СОЖ включают следующие основные элементы:

- герметическую кабину (ГК) с системой регулирования давления

(СРД или АРД);

- система кондиционирования воздуха в кабине (СКВ ГК) и снаряже-

ния (СКВ ЗС),

- кислородную систему (КС) с высотным (ВС)и защитным снаряже-

нием (ЗС);

- противоперегрузочные устройства (ППУ) с ППК,

163

- бытовое оборудование (БО) для обеспечения запасами воды и

устройством для хранения и подогревания пищи в полете, а также сред-

ствами утилизации жидкости (СУЖ) в составе ассенизационного устрой-

ства (АСУ).

Логика развития СОЖ перспективного авиационного комплекса

фронтовой авиации (ПАК ФА) базировалась на накопленном опыте созда-

ния СОЖ предшественников ВС фронтовой авиации последних лет, учиты-

вая достигнутый уровень и основные тенденции развития СОЖ.

Для высокоманевренных ЛА 4, 4+, 4++ поколения основной особен-

ностью стала создания высокоманевренных самолетов, для которых требо-

вания по защите от перегрузок сохранялись и даже усиливались, при этом

появилась новая особенность сверхманевренность и сохранившаяся тенден-

ция дальнейшего увеличения продолжительности полета. Спорным долгое

время оставался вопрос о количестве членов экипажа – один или два чело-

века.

Сверхманевренность имеет два аспекта – технический, это создание

систем комплексных систем управления (КСУ) на основе искусственного

интеллекта, которые обеспечивают за счет управления вектором тяги обес-

печивать остойчивость ВС на малых скоростях и больших углах атаки. Пси-

хофизиологический аспект воздействия факторов сверхманевренного по-

лета состоит в том, что пространственное положение ВС в таком полете мо-

жет приобретать совершенно необычное положение, при котором на экипаж

действует интегральный вектор перегрузки, т.е. это одновременное дей-

ствие сложного сочетания и продольных, поперечных и боковых перегру-

зок, которые при обычном полете ВС до этого времени не встречались. Че-

ловек в таких условиях в 100 % будет испытывать иллюзии полета, нега-

тивно влияющие на оценку пространственного положения ВС. Правда при

использовании режима сверхманевренности необходимость создания боль-

ших, быстро нарастающих и длительных перегрузок уменьшается, но пол-

ностью не исключается. К этому следует добавить большую длительность

полета, которая будет негативно влиять на функциональные резервы орга-

низма и способствовать снижению устойчивости к факторам полета, т.е.

требует повышения эффективности существующих средств защиты.

Логика развития СОЖ для ПАК ФА состояла в том, что базовый ком-

плект для самолетов 4-го поколения ККО-15 ЛП серии 2 потребовал совер-

шенствования по пути внедрения принципиально новых источников кисло-

рода. На замену большого количества источников запаса газообразного кис-

лорода потребовалось создание систем получения кислорода из окружаю-

щего воздуха. Такие системы у нас получили наименование бортовых кис-

лорододобывающих установок (БКДУ), а у наших потенциальных против-

ников генераторов кислорода.

164

Для самолетов 4+, 4++ была разработана кислородная система с

БКДУ, получившая наименование КС-129 и КС-130 с БКДУ-130. Техниче-

ские характеристики таких систем представлены в соответствующем раз-

деле, но с физиологической точки зрения у этих КС были выявлены функ-

циональные недостатки. Во-первых, автоматическое обеспечение физиоло-

гически адекватного газового состава дыхательной смеси в зависимости от

режима давления в кабине, минимизировало гипероксические состояния

летного состава. При выполнении маневренных полетов сохранялся опор-

ных газ азот, который минимизировал риск появления легочных ателекта-

зов. Однако отсутствие возможности получения 100% кислорода, на отече-

ственных установках БКДУ-130 (около 65-70%), на западных до 90- 95% (до

5% в смеси присутствует аргон), осложнялся вопрос с проведение десатура-

ции в качестве средства профилактики высотной декомпрессионной бо-

лезни при вынужденном длительном полете в разгерметизированной кабине

на высотах более 6 км. Использование резервных источников кислорода на

основе твердотельных источников кислорода (ТИК) полностью проблемы

не решало. Наконец, необходимость предупреждения попадания влаги в

кислородное оборудование на больших высотах в условиях низких темпе-

ратур (до минус 56оС) в составе БКДУ применялись устройства подготовки

воздуха, при которых степень удаления влаги, оцениваемая по точке Росы,

оказалась выше, чем в газообразном кислороде криогенного производства.

Это стало причиной и пониженной температуры дыхательной смеси и ее

высокой сухости, которые при длительном пользовании вызывали законо-

мерный дискомфорт и жалобы летного состава. Использование технологии

сорбционного разделения кислорода и азота стало причиной появления дис-

комфортных явлений, которые оказались характерными для ГК на самоле-

тах США, которые стали причиной появления феномена «кашель Раптера»,

по названию самолета F-22.

С учетом данных литературы, основной технической проблемой КС

для ПАК ФА стало априорное выявление возможных причин физиологиче-

ского дискомфорта при применении БКДУ, их профилактика и устранение.

Что касается повышения эффективности противоперегрузочных

устройств в составе СОЖ ПАК ФА, то основное внимание было уделено

созданию гибридных систем противоперегрузочной защиты, применяющих

электронную систему в штатных условиях маневренного полета, с исполь-

зование упреждающих сигналов ожидаемо величины перегрузки и традици-

онную пневматическую систему управления режимами противоперегрузоч-

ной защиты при высоких градиентах ее нарастания или при запаздывании

электронных систем управления.

Гибридная система использования как традиционных источников ре-

зервного кислорода баллонного типа, так и использование БКДУ с элек-

тронных управлением позволяет обеспечить неограниченными запасами

165

кислорода в штатных условиях функционирования КС, а также использова-

ние чистого кислорода в нештатных и аварийных ситуациях, которые ис-

ключают необходимость изменения режимов полета при частичных отказах

кислородных систем в полете.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Дворников М.В. Эргономические аспекты разработки и совершен-

ствования средств защиты и спасения летного состава. Человеческий фак-

тор: проблемы психологии и эргономики. 2005. № 1 (30). С. 32-38.

2 Демидова Н.С., Дворников М.В., Несынова А.С. Мембранная техно-

логия в многослойной конструкции терморегулирующей одежды для экс-

тремальных условий. Вестник Московского авиационного института. 2009.

Т. 16. № 3. С. 3-9

3 Перспективы создания и использования бортовой системы активной

безопасности полетов ИКСЛ-2. / Дворников М. В., Хоменко М. Н., Вартба-

ронов Р. А. и др.// Человек и безопасность полетов: Научно-практические

аспекты снижения авиационной аварийности по причине человеческого

фактора Ред В. А. Пономаренко, А. В. Чунтул. Изд. «КОГИТО-ЦЕНТР»

2013. C. 201-205

УДК 378.147

С.Ф. СКОРИНА ГУАП (Санкт-Петербург)

CТРУКТУРНЫЙ АНАЛИЗ КОНЦЕПЦИИ НЕОПРЕДЕЛЕННОСИ

ИЗМЕРЕНИЙ В НАНО-ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИХ СЕНСОРАХ

ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ

Функционирование информационно-управляющих комплексов лета-

тельных аппаратов невозможно без использования информации о парамет-

рах движения основания. В автономных системах ориентации, навигации и

стабилизации источниками такой информации являются инерциальные сен-

соры – акселерометры и гироскопические датчики углов и угловых скоро-

стей.

В настоящее время перспективной базой изготовления таких сенсоров

является технология производства микроэлектромеханических систем

(МЭМС) или MEMS-технология. Уменьшение весогабаритных характери-

стик современных сенсоров определяет насущную необходимость учиты-

вать специфические квантовомеханических эффекты. Это обусловлено тем,

166

что характерные размеры отдельных элементов таких сенсоров определя-

ются десятками и единицами нанометров, а также использованием нетради-

ционных типов преобразователей перемещений инерционной массы. Речь

идет о корпускулярно-волновом дуализме микрочастиц, необходимости

учета эффекта Казимира, дефектах структуры кристаллической решетки ма-

териалов и пр. В этом случае такой сенсор классифицируется уже как нано-

электромеханическое устройство или наноэлектромеханический сенсор

(НЭМС). Названые явления и эффекты, свойственные микромиру, стано-

вятся существенно значимыми и оказывают влияние на метрологические ха-

рактеристики сенсоров. В силу органического сочетания в таких сенсорах

объектов и законов классической физики и физики микромира представля-

ется актуальным и значимым проанализировать концепцию неопределенно-

сти измерений НЭМС сенсоров. Уже в 2018 г. критический размер (КР) эле-

ментов больших интегральных микросхем в составе смартфонов ведущих

производителей составлял 10, а необходимая точность измерения КР - 0,15

нанометров.

Актуальность такого подхода очевидна, поскольку без этого эффек-

тивная разработка вопросов методологии устойчивого развития современ-

ных микро- и наносенсоров становится весьма проблематичной. Разреше-

ние указанной проблематики связано с использованием системного под-

хода. Для системного подхода, в свою очередь, присущ свой, классический

инструментарий, образующий полный замкнутый цикл преобразований

наблюдателя.

В основе работы НЭМС сенсора ускорений с туннельным преобразо-

вателем перемещений инерционной массы органически сочетаются законы

классической физики и закономерности микромира. Эффективность такого

датчика неразрывным образом связана с уровнем развития знаний в области

метрологии наноизмерений и адекватным разрешением проблемы оценки

достоверности получаемой информации (часть проблемы преобразований

наблюдателя). Системный подход к разработке и совершенствованию

НЭМС базируется на использовании известных категорий диалектики –

часть и целое, содержание и форма, качество и количество и других. В со-

ответствии с системным подходом метрологические характеристики сенсо-

ров должны формироваться путем многокритериальной оптимизации с уче-

том эксплуатационных, климатических, социальных, эргатических и др.

факторов. В качестве соответствующего инструментария для анализа кон-

цепции неопределенности измерений НЭМС сенсоров предлагается исполь-

зовать модифицированную диаграмму Исикавы (Cause-and-Effect-Diagram).

Традиционная диаграмма Исикавы (Ishikawa) представляет собой ин-

струментальное средство в форме рыбьего скелета для систематического

определения причин проблемы и последующего графического представле-

ния. Если первоначально она применялась в рамках менеджмента качества

167

для анализа существующих проблем, то в настоящее время она получила

широкое распространение.

При этом подходе все возможные причины проблем разделяют на 5

основных: человек, машина, методы, материал, окружающая среда. В свою

очередь каждая из этих причин может быть разделена на подпричины, кото-

рые могут разбиваться на еще более мелкие. Хорошо структурированная

диаграмма Исикавы позволяет группировать причины в самостоятельные

категории, выявлять именно причины, а не их признаки и следствия.

В то же время такой подход мало пригоден для анализа комплексных

проблем, какой является неопределенность измерений в НЭМС сенсорах.

Поэтому представляется эффективным и целесообразным увязать диа-

грамму Исикавы с известной петлей качества. Для этого диаграмма должна

быть интегрирована с петлей качества. Последнее открывает возможности

проведения более углубленного анализа проблемы неопределенности изме-

рений за счет использования методов имитационного моделирования за-

мкнутых систем, к которым по праву относятся и системы управления каче-

ством продукции.

УДК 338.4

С.О. КОРОНКОВ ГЛИЦ им. В.П.Чкалова (г. Ахтубинск, Астраханская область)

КОМПЛЕКС ИССЛЕДОВАНИЯ РЕЗЕРВОВ ВНИМАНИЯ

ЛЕТЧИКА ВЕРТОЛЕТА ПРИ ТРЕНАЖЕРНОЙ ПОДГОТОВКЕ

С развитием авиационной техники и совершенствованием способов ее

применения повышается актуальность соврешенствования тренажерной подготовки летного состава, позволяющей отработать действия летчка и летных экипажей в штатных и нештатных условиях. Современная концеп-ция построения системы психофизиологического сопровождения транежер-ной подготовки летчика определяет, что комплекс характеристик должен включать характеристики эффективности выполнения полетного задания; нервно-эмоционального напряжения и резервных возможностей летчика [1]. При этом прямыми показателями подготовленности летчика являются показатели эффективности деятельности, косвенными – показатели нервно-эмоционального напряжения, а интегральная оценка профессиональной подготовленности летчика определяется качеством техники пилотирования и способностью в процессе пилотирования решать и выполнять дополни-тельные задачи (что имеет большое значение, прежде всего, для оценки надежности деятельности летчика при усложнении условий полета и воз-никновении аварийных ситуаций) [2].

168

Известно, что возможность выполнения дополнительной задачи опре-деляется уровнем резервных возможностей летчика по отвлечению внима-ния от выполнения основной задачи, что в первую очередь зависит от навы-ков перераспределения внимания, от широты оперативного поля зрения лет-чика [1]. О резервных возможностях свидетельствует объем дополнитель-ной информации, которую способен переработать летчик в процессе выпол-нения различных элементов полета. Количественная характеристика дея-тельности летчика по переработке этой информации является показателем резервов его внимания и используется для определения уровня тренирован-ности [2].

Летчик, выполняя полетное задание на тренажере, решает дополни-тельную задачу по методике «Резервы внимания» (но не в ущерб качеству выполнения основной задачи пилотирования). В этом смысл определения резервов внимания (остаточного внимания), на что должно быть указано летчику перед полетом.

Известный аппаратно-программный комплекс исследования резервов внимания летчика [2-4] предназначен для применения на тренажерах само-летов и неприменим на тренажерах вертолетов вследствие существенных отличий в органах управления. Поэтому для оценивания резервов внимания летчика вертолета разработана архитектура аппаратно-программного ком-плекса.

Корпус устройства выполнен в виде черного цилиндра с радиусом ос-нования от 500 до 600 мм. В лицевую часть нижней грани корпуса встроены кнопка включения/выключения питания, индикатор исправности и крепле-ние, на лицевую часть верхней грани по радиусам, разделяющим верхнюю грань корпуса на три равных сектора, нанесены белые линии толщиной от 1,5 до 2 мм, а в лицевую часть верхней грани встроены три лампы диаметра от 5 до 10 мм, расположенные в центрах радиусов, являющихся биссектри-сами секторов верхней грани корпуса, причем лампы соединены проводами с мини-ЭВМ, расположенной внутри корпуса, к которому также подклю-чены также расположенные внутри корпуса источник питания, блок беспро-водного интерфейса и накопитель с энергонезависимой памятью, а через от-верстие в боковой грани корпуса, к микропроцессору проводом подключен трехкнопочный пульт, монтируемый на ручке «шаг-газ» вертолета.

Мини-ЭВМ обеспечивает случайное загорание ламп с априорно за-данным темпом (причем одна и таже лампа не должна загораться два раза подряд), фиксирует время реакции летчика на загорание лампы, количество правильных и ошибочных реакций. Эта информация передается на пульт управления тренажером с помощью блока беспроводного интерфейса и за-писывается в накопитель с энергонезависимой памятью. Расчет показателя резервов внимания выполняется по одному из известных алгоритмов как для всего полета так и для отдельных его этапов. Разработанный аппаратно-программный комплекс позволяет обеспечить исследование резервов вни-мания летчика вертолета в процессе тренажерной подготовки.

169

Работа выполнена при поддержке РФФИ, проект № 18-08-00244

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Бодров В.А., Кукушкин Ю.А., Кузьмин А.С. Комплексная оценка тре-

нированности оператора // Психологический журнал. 1983. Т. 4. № 4. С. 58-63.

2 Ушаков И.Б., Кукушкин Ю.А., Богомолов А.В. Физиология труда и

надежность деятельности человека. М.: Наука, 2008. 318 с.

3 Кукушкин Ю.А., Козловский Э.А., Пономаренко А.В., Гузий А.Г. Ав-

томатизация объективного оценивания резервов внимания летчика в процессе

подготовки на авиационном тренажере // Проблемы безопасности полетов.

2008. № 2. С. 37-48.

4 Кукушкин Ю.А., Козловский Э.Д., Пономаренко А.В., Цигин Ю.П.,

Страмнов С.Б. Технология автоматизированного оценивания резервов внима-

ния летчика в процессе подготовки на авиационном тренажере // Мехатроника,

автоматизация, управление. 2007. № 2. С. 14-19.

УДК 629.7

С.А. КОРШАК, В.Р. ВАШКЕВИЧ, Д.А. ШОМАНКОВ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

ПРИМЕНЕНИЕ НЕЙРОННЫХ СЕТЕЙ В ЗАДАЧАХ

КЛАССИФИКАЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

САМОЛЕТА

В наземных устройствах обработки после каждого вылета происходит

анализ полетной информации, оценка работоспособности авиационной тех-

ники и соблюдения условий безопасности, полноты и качества выполнения

полетного задания [1]. Практика показывает, что эти оценки в основном

производятся по результатам анализа сигналограмм экспертами в ручном

режиме. Это связано с тем, что существующие автоматизированные про-

граммы экспресс-анализа, основанные на детерминированных логических

методах контроля, не позволяют точно определять необходимые для ана-

лиза сечения этапов полета.

Полет в общем случае включает в себя: взлет и набор высоты, выпол-

нение полетного задания, предпосадочное снижение и посадку. Взлет и по-

садка, являются самыми опасными и сложными этапами полета и, соответ-

ственно, требует тщательной оценки действий летных экипажей.

Проведенный анализ показал, что точное определение характерных

сечений этапов взлета и посадки возможно с помощью методов искусствен-

ного интеллекта в нейросетевом базисе [2].

170

В общем случае построение нейросетевого классификатора включает

в себя следующие этапы:

1 определение входных данных;

2 определение выходных желаемых данных;

3 выбор типа и структуры нейронной сети (НС);

4 обучение НС.

Процедура решения задачи с помощью нейронной сети (НС) показана

на рисунке 1.

Рисунок 1 – Схема нейросетевого классификатора

Здесь 1 2( ) ,  ,. . . , nX t x x x – входной вектор, 1 2( ) ,  ,. . . , mY t y y y –

выходной вектор НС, 1 2( ) ,  ,. . . , mZ t z z z – вектор желаемых выходных ре-

акций НС, 1 2,  ,. . . , m – значения вектора ошибки на выходе НС, n – ко-

личество входных параметров, m – количество элементов взлета и посадки.

В качестве входных данных были выбраны параметры, зарегистриро-

ванные бортовыми устройствами регистрации. Желаемыми выходными ре-

акциями НС в каждом случае будет двоичное представление номера распо-

знаваемого элемента.

Обучение НС сводится к следующему. После подачи на вход НС век-

тора входных данных ( )X t , принадлежащего заведомо известным элемен-

там пилотирования ЛА, определяются значения выходов НС ( )Y t .

Далее определяется ошибка обучения по формуле:

2 2

1 1

1 1( ) ( ( ) ( )) min

2 2

m m

i i ii iE t y t z t

(1)

где m – количество выходов нейронной сети.

Минимуму ошибки (1) соответствует обученная сеть, решающая за-

дачу распознавания элементов взлета и посадки.

Проведенные исследования классификатора, при помощи встроен-

ного пакета Neural Network Toolbox программной среды MatLab, показали,

что применение нейронной сети типа трехслойный персептрон прямого рас-

пространения сигнала с количеством нейронов в скрытом слое равным 74,

171

позволяет оперативно в автоматизированном режиме определять необходи-

мые сечения элементов взлета и посадки самолета для последующего кон-

троля и оценки. При этом ошибка обучения не превысила 0,012954 на тесто-

вой и проверочной выборках.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Авиационные правила объективного контроля полетов государ-

ственной авиации Республики Беларусь: утверждены постановлением МО

РБ от 01.11.2004 № 59. Минск, 2004.

2 Хайкин С. Нейронные сети. М.: ООО «И.Д. Вильямс», 2006. 1069 с.

УДК 623.62

О.Г. ЛАПУКА, Д.А. РАХОЦКИЙ УО «Военная академия Республики Беларусь» (г. Минск)

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ РЕТРАНСЛЯЦИОННЫХ ПОМЕХ

РЛС С СИНТЕЗИРОВАНИЕМ АПЕРТУРЫ, ОСНОВАННЫЙ НА

ПРИБЛИЖЕННОЙ СЕПАРАБИЛИЗАЦИИ МАТРИЧНЫХ

СИГНАЛОВ

Способы формирования «двумерных» имитирующих помех для ра-

диолокационных станций (РЛС) с синтезированием апертуры (СА) основы-

ваются на раздельном управлении параметрами модуляции ретранслируе-

мого сигнала. Использование специальных законов внутриимпульсной мо-

дуляции обеспечивает управление количеством и расположением отметок

вдоль линии дальности, а управляемое изменение фазовой структуры закона

модуляции от импульса к импульсу – то же самое, но вдоль линии азимута

[1]. Существенным ограничением используемого подхода при имитирова-

нии заданной помеховой обстановки на радиолокационном изображении

(РЛИ) РЛС с СА является необходимость жесткого разделения закона

управления по двум ортогональным координатам, что на практике не всегда

удается реализовать: произвольные двумерные (матричные) сигналы не

обязательно являются сепарабельными (разделяемыми на составляющие в

виде тензорного произведения векторов). Данная проблема может быть ре-

шена на основе применения приближенной сепарабилизации прямоуголь-

ной матрицы, обеспечивающей нахождение двух опорных векторов тензор-

ное произведение которых максимально (в среднеквадратическом смысле)

приближено к исходной [2]. Использование полученного теоретического ре-

зультата открывает новые возможности по формированию высокоподобных

172

имитирующих помех в целях радиолокационного прикрытия наземных объ-

ектов от РЛС обзора земной поверхности, использующих принципы СА.

В докладе рассматриваются результаты приближенной матричной се-

парабилизации применительно к задаче формирования «двумерной» имити-

рующей помехи. Решаемая прикладная задача характеризуется необходимо-

стью формирования двумерной имитирующей помехи, максимально при-

ближенной к возможному исходному двумерному сигналу, за счет воздей-

ствия помех из точки, расположенной в центре кадра РЛИ. Данная задача

решается путем выполнения процедуры сепарабилизации [2] исходной сиг-

нальной матрицы и использования полученных векторов-сомножителей в

качестве эталонов для управления параметрами имитирующих помех в двух

плоскостях (рисунок 1).

Для анализа результатов противодействия РЛС с СА ретрансляцион-

ной помехой, сформированной на основе приближенной сепарабилизации

матричных сигналов, в докладе рассмотрены различные варианты целевой

и сигнальной обстановки. Проанализированы качественные и количествен-

ные признаки, характеризующие соответствие исходного и сформирован-

ного на основе предложенной процедуры двумерных сигналов, а также со-

ответствие обстановки, имитируемой на РЛИ, заданной.

Устройство

модуляции

ретранслируемого

сигнала аппаратуры

прикрытия

Расчет искомых

векторов отраженного

и траекторного

сигнала

Опорный вектор u, заданный

случайным образом

tи

«Быстрое» время

«М

ед

ле

нно

е»

вр

ем

я

«Быстрое» время

tсинт

tи

tсин

т

Синтезируемый вектор

траекторного сигнала v

«Медленное» время

tи

Синтезируемый вектор

отраженного сигнала u

«Быстрое» время

Требуемый двумерный сигнал

для бортовой РЛС с СА

Имитирующая помеха,

сформированная путем

модуляции ретранслируемого

сигнала по законам управления

на основе полученных векторов

«М

ед

ле

нно

е»

вр

ем

я

«Быстрое» время

tсинт

tи

Зондирующий сигнал РЛС,

принимаемый аппаратурой прикрытия

tи

«Быстрое» время

Рисунок 1 – Принцип формирования ретрансляционных помех на основе при-

ближенной сепарабилизации двумерного сигнала РЛС с СА

Проведенный анализ результатов помехопостановки бортовой РЛС с

СА ретрансляционной помехой, сформированной на основе процедуры при-

ближенной сепарабилизации матричных сигналов показал, что эффектив-

ность противодействия такой помехи зависит от пространственного поло-

жения имитируемых отметок заданной обстановки. Наиболее эффективным

(в энергетическом отношении) является их расположение взаимно-симмет-

ричным образом относительно осей РЛИ, обусловленным диагональной

173

симметричностью формируемого сигнала, возникшей в результате его сепа-

рабилизации.

Приведенный способ ретрансляционного формирования имитирую-

щих помех, характеризуется их инвариантностью к видам и параметрам зон-

дирующего сигнала РЛС, обусловленной решением задачи приближенной

сепарабилизации прямоугольной матрицы в общем виде [2].

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 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.

2 Лапука О.Г. Аналитический способ приближенной сепарабилиза-

ции матричных сигналов/О.Г. Лапука, Д.А. Рахоцкий // Вестник ВАРБ.

Минск, 2018. Вып. 1(58). С. 52-58.

УДК 621.396.96

О.Г. ЛАПУКА, А.Н. ПОСКРЕБЫШЕВ УО «ВА РБ» (г. Минск)

АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ВЛИЯНИЯ ПОМЕХ

ДАЛЬНОМЕРНОМУ КАНАЛУ РЛС НА ПАРАМЕТР

ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ ПО МЕТОДУ

ПРОПОРЦИОНАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ

Современные тенденции развития систем противовоздушной и

противоракетной обороны характеризуются широким применением

комбинированных систем наведения управляемых ракет с использованием

различных источников координатной информации о текущем

месторасположении и параметрах движения цели. Типичным примером

комплексирования информации, используемой в системах управления

оружием, является объединение результатов радиолокационного

наблюдения цели радиолокационной станции (РЛС) и головки

самонаведения наводящейся ракеты.[1]

Для снижения эффективности таких систем могут использоваться сиг-

налоподобные помехи дальномерным канал РЛС вносящие детерминиро-

ванные возмущения в каналы управления оружием.

174

Перспективы использования таких помех появляются только в случае

использования систем телеуправления, для которых геометрический фактор

относительного пространственного расположения РЛС, ракеты и цели

обеспечивает влияние ошибок измерения дальности «РЛС-цель» на

угловую скорость линии «ракета-цель», от знака и величины которой

напрямую зависят знак и величина команды управления.[2]

Полученная аналитическая зависимость, связывающую параметр

движения ложной цели вдоль линии визирования «ракета-цель» с

параметром телеуправления ракеты по методу пропорциональной

навигации показывает, что внесение за счет воздействия помех на РЛС

постоянной ошибки измерения дальности (радиальная скорость ложной

цели равна нулю) не приводит к возникновению перегрузки наводимой

ракеты. Создаваемое за счет воздействия помех дальномерному каналу РЛС

нормальное ускорение ракеты прямо пропорционально квадрату скорости

ложной цели, текущему углу упреждения и обратно пропорционально

дальности «ракета-цель».

Анализ динамики изменения требуемого нормального ускорения

ракеты в ходе ее сближения с целью обусловленного воздействием помех

дальномерному каналу на основе имитационного математического модели-

рования кинематики взаимного перемещения ракеты и цели относительно

РЛС характеризуется:

интенсивным ростом требуемой перегрузки ракеты на конечном

участке наведения (при подлете к цели);

существенным увеличением перегрузки при атаках с большим

ракурсом;

возможностью управления знаком и величиной создаваемой за счет

воздействия помех дальномерному каналу МРЛС перегрузки путем

изменения знака и модуля радиальной скорости ложной цели.

Таким образом, полученные результаты характеризуют возможность

радиоэлектронного подавления информационных источников систем

телеуправления с помощью помех дальномерным каналам.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Канащенков А.И. Системы командного радиоуправления.

Автономные и комбинированные системы наведения. Том 3.

А.И. Канащенков, В.И. Меркулов М.: «Радиотехника», 2004. 320 с.

2 Малкин В.А. Системы радиоуправления летательных аппаратов: учеб.

для курсантов УО «ВА РБ» / В.А. Малкин. Минск: ВА РБ, 2011. 277 с.

175

УДК 533.695 И.К. МАКАРОВ, И.А. ЗАВОЛОКИН ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

АЛГОРИТМ УПРАВЛЕНИЯ ПОДФЮЗЕЛЯЖНЫМ АВИАЦИОННЫМ СРЕДСТВОМ ПОРАЖЕНИЯ В СОСТАВЕ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ

В работе представлены перспективы разработки алгоритма, предна-

значенного для продольного управления крупногабаритным подфюзеляж-

ным авиационным средством поражения для уменьшения негативного аэро-

динамического интерференционного воздействия на самолет-носитель.

В настоящее время активно проходит войсковые испытания гиперзву-

ковой авиационный ракетный комплекс «Кинжал», в состав которого вхо-

дит сверхзвуковой всепогодный истребитель дальнего радиуса действия

МиГ-31БМ, с электродистанционной системой управления и внешняя под-

веска в виде крупногабаритного авиационного вооружения.

Особенности применения ракетного комплекса «Кинжал» связаны с

полетом самолета-носителя (МиГ-31БМ) в широком диапазоне высот и ско-

ростей, в том числе при числах М > 1, причем сверхзвуковой режим полета,

является крейсерским, и характеризуется большой дальностью и продолжи-

тельностью.

Известно, что в полете между самолетом-носителем и авиационным

вооружением (не зависимо от его размещения) возникает аэродинамическое

интерференционное взаимодействие, характеризующееся изменением их

аэродинамических характеристик под влиянием горизонтальных интX ,

вертикальных интY и боковых интZ интерференционных сил. Величина

и направление этих сил зависят от типа вооружения и самолета-носителя

их взаимного расположения и режима полета.

Особое место в вопросе аэродинамического интерференционного вза-

имодействия самолета и внешних подвесок, занимают сверхзвуковые ре-

жимы [1-3]. На этих режимах характер интерференционного взаимодей-

ствия определяется сложной системой скачков уплотнения в окрестностях

самолета и внешних подвесок. Конфигурация скачков уплотнения зависит

от геометрических форм подвесок, пилонов и пусковых устройств, на кото-

рых они размещены, геометрических характеристик фюзеляжа и числа М

полета. Перемещение АСП в продольном направлении может быть органи-

зованно с использованием подвижного пилона [4].

Подвижный пилон устанавливается на любую часть летательного ап-

парата. Логика работы подвижного пилона предполагает измерение вели-

176

чины сосредоточенных аэродинамических сил, действующих на АСП с по-

мощью датчика, расположенного в подвижной части пилона. Значения аэро-

динамических сил экспортируются в систему автоматического управления

самолетом для выдачи управляющего сигнала электродвигателю на переме-

щение пилона.

Разработка алгоритма продольного управления АСП, предполагается

в среде визуального математического программирования Matlab Simulink.

Аргументом в законе управления АСП являются данные аэродинамических

характеристик авиационного комплекса «Кинжал» (банк аэродинамических

характеристик), полученные с использованием разработанной методики в

программе ANSYS [5]. Функция – продольное перемещение подвижной ча-

сти пилона.

Разработка алгоритма продольного управления крупногабаритным

подфюзеляжным авиационным средством поражения для уменьшения нега-

тивного аэродинамического интерференционного воздействия на самолет-

носитель, позволит значительно повысить аэродинамическое качество авиа-

ционного комплекса, а значит и его дальность, и продолжительность полета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Макаров И.К., Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Тупицын А.П. Про-

блемы сверхзвуковой интерференции в системе «ЛА-АСП» и способы их ре-

шения. Воронеж: Академические Жуковские чтения 2014. С.134-141.

2 Макаров И.К., Верещиков Д.В., Салтыков С.Н., Тупицын А.П. К во-

просу оценки величины интерференционных сил между крылом самолета и

авиационным средством поражения при числах М>1. Таруса: Авиакосмиче-

ские технологии 2014. 160 с.

3 Макаров И.К., Салтыков С.Н., Тупицын А.П. Оценка величины интер-

ференционных сил между крылом и авиационным средством поражения в

сверхзвуковом диапазоне высот и скоростей полета. Международная НПК

авиационного факультета учреждения образования «Военная академия Рес-

публики Беларусь» 14–15 мая 2015 г. «Актуальные вопросы науки и техники

в сфере развития авиации» Минск С.272-273.

4 Макаров И.К., Салтыков С. Н., Тупицын А.П. и др. Подвижный пилон

(патент на изобретение №2624393).

5 Макаров И.К., Аверин А.А., Заволокин И.А. Расчет аэродинамиче-

ского качества авиационного комплекса при различных положениях АСП и

его аэродинамических рулей. V Международная НПК «Академические Жу-

ковские чтения» (14–15 ноября 2018 г.). Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА». 2018.

177

УДК 629.7 В.В. МАТВЕЕВ, В.Я. РАСПОПОВ ФГБОУ ВО «Тульский государственный университет»

БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА НА ВОЛНОВЫХ ТВЕРДОТЕЛЬНЫХ ГИРОСКОПАХ

В последнее время наблюдается повышенное внимание к волновым твердотельным гироскопам (ВТГ) с металлическим резонатором, техноло-гию производства которых освоили многие зарубежные и отечественные предприятия, в том числе и АО «Мичуринский завод «Прогресс» (МПЗ).

В работе приводятся результаты расчетов погрешностей бесплатфор-менной инерциальной навигационной системы (БИНС), выполненной на ВТГ с металлическим резонатором с характеристиками, достигнутыми на

МЗП [1]: погрешность масштабного коэффициента 0,005 % (для диапа-

зона 200 °/с), случайное блуждание угла ARW = 0,06 °/ч, нестабильно-

стью нулевого сигнала 0,6 °/ч. Для анализа точности БИНС формировались алгоритмы ее функцио-

нирования, в которых в качестве входной информации формировались мас-сивы проекций векторов абсолютной угловой скорости подвижного объекта и кажущихся ускорений в связанной системе координат. Модуль ориента-ции БИНС реализовывался на численном представлении уравнения Бортца, а выходными сигналами БИНС служили географические координаты и па-раметры ориентации [2]. При моделировании БИНС движение объекта по траектории формировалось в виде пространственной «восьмерки» (рисунок 1).

Рисунок 1 – Траектория движения объекта в форме пространственной «восьмерки»

178

При расчете погрешностей БИНС на данной траектории формирова-

лись десять реализации каждого вида случайных погрешностей ВТГ с нуле-

вым математическим ожиданием и средним квадратическим отклонением

(СКО) в соответствии с приведенными выше значениями инструменталь-

ных погрешностей.

Проведенный анализ показал, что основной вклад в погрешности

БИНС вносит шум и нестабильность нулевого сигнала ВТГ, составляющие

порядка 9 (рис. 2) и 10 км соответственно за 1 час автономной работы БИНС.

Рисунок 2 – Зависимость СКО погрешности БИНС по широте в зависимости от шума

ВТГ

При уменьшении времени автономной работы до 30 мин данные по-

грешности составят 4 и 2 км соответственно. Таким образом, уменьшение

времени автономной работы в два раза дает снижение погрешности БИНС

по координате в три раза.

В работе приведены аналитические соотношения, которые хорошо

согласуются с результатами моделирования и позволяют оценивать погреш-

ности БИНС на ВТГ или других гироскопах. Существенно, что СКО по-

грешностей БИНС по координате, скорости и углу, вызванных случайными

погрешностями ВТГ являются неограниченными сверху функциями вре-

мени.

Показано, что для данной динамики движения объекта на траектории

(рис. 1) погрешности БИНС от нестабильности масштабного коэффициента

несущественны. Целесообразно также комплексирование БИНС с другими

источниками неинерциальной навигационной информации.

179

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Распопов В.Я., Волчихин И.А., Волчихин А.И., Ладонки А.В., Ли-

хошерст В.В., Матвеев В.В. Волновой твердотельный гироскоп с металли-

ческим резонатором/ Под ред. В.Я. Распопова. Тула: Изд-во ТулГУ, 2018.

189 с.

2. Матвеев В.В, Распопов В.Я. Основы построения бесплатформенных

инерциальных навигационных систем: учеб. пособие. СПб.: ГНЦ РФ ОАО

«Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009. 280с.

УДК 531.383

В.В. МАТВЕЕВ, М.Г. ПОГОРЕЛОВ, В.Я. РАСПОПОВ ФГБОУ ВО «Тульский государственный университет» (г. Тула)

АНАЛИЗ СИСТЕМЫ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПОДВИЖНЫХ

ОБЪЕКТОВ НА МЭМС-ГИРОСКОПАХ

Рассматривается система автоматического сопровождения подвиж-

ных объектов с МЭМС-гироскопом в контуре управления в виде двухосной

гиростабилизированной платформы (рис.1). Координатор решает задачу

пространственной развязки оси равносигнальной зоны (ОРЗ) координатора

от колебаний носителя и осуществляет непрерывное ее совмещение с

направлением на сопровождаемый объект (СО).

Развитие в последнее время гироскопов, выполненных по технологии

микроэлектромеханических систем (МЭМС), открывает перспективу их

применения в системах стабилизации и автосопровождения подвижных

объектов [2]. МЭМС-гироскопы позволяют сформировать обратную связь

по угловой скорости стабилизированной платформы, улучшая тем самым ее

динамические характеритистики.

Платформа (рис. 1) имеет две степени свободы относительно носи-

теля: вращение вместе с рамой вокруг оси Y и собственное вращение вокруг

оси Z. Вдоль оси пX платформы установлен координатор – устройство, вы-

рабатывающее сигналы, пропорциональные углам отклонения СО y и z

от ОРЗ.

180

Рисунок 1 – Электро-кинематическая схема двухосной системы сопровождения

На платформе смонтирован инерциальный измерительный модуль

(ИИМ), включающий два МЭМС-гироскопа, измеряющих проекции век-

тора абсолютной угловой скорости платформы y и z на связанные с ней

оси. Информация об угловой скорости платформы и углах рассогласования

поступает в вычислительно-преобразующее устройство, формирующее сиг-

налы управления, подаваемые на двигатели стабилизации.

В статье приведены аналитические соотношения в рамках однока-

нального подхода, которые позволяют прогнозировать характеристики си-

стемы сопровождения на этапе ее проектирования [1,2]. Проанализирована

кинематика системы автосопровождения и сформированы ее передаточные

функции и структурная схема (рис.2).

Рисунок 2 – Структурная схема системы сопровождения

181

Показано, что ключевым параметром системы является добротность

по скорости, от которой зависит установившееся значение угла рассогласо-

вания между осью следящей платформы и направлением на сопровождае-

мый объект.

Кроме того, добротность (Q ) в значительной степени определяет

время переходного процесса и полосу пропускания системы сопровождения

( Qt /3ï.ï. , Q [рад/с]). Получено соотношение для СКО угловой ско-

рости платформы, вызванное шумом МЭМС-гироскопа (0

pг

2п J

kkARW ) и

влияние шума гироскопа на угол рассогласования (Q

ARW2

1 ).

Проведен анализ синхронных погрешностей системы сопровождения,

вызванных моментами сил вязкого и сухого трения при использовании спек-

трального подхода. Показано, что синхронная погрешность вызывается мо-

ментом сил сухого трения и первой гармоникой от момента вязкого трения.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Журавлев Л.Д., Фабрикант Е.А. Динамика систем сопровождения на

подвижном основании. Изд-во ЦНИИ «Румб», 1983. 90 с.

2 Матвеев В.В., Распопов В.Я. Приборы и системы ориентации, стаби-

лизации и навигации на МЭМС-датчиках. Тула: Изд-во ТулГУ, 2017. 225 с.

УДК 613.693

Ю.Б. МОИСЕЕВ1, Т.Ю. НАЗАРЕНКО2 1НИИЦ АКМ и ВЭ (г. Щелково) 2Командование дальней авиации (г. Энгельс)

ОСОБЕННОСТИ АНТРОПОМЕТРИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

ЛЕТНОГО СОСТАВА ДАЛЬНЕЙ АВИАЦИИ

Перспективные и модернизируемые авиационные комплексы Дальней

авиации предназначены для использования на большой высоте, в условиях

пониженного атмосферного давления, гипоксии, низких температур окру-

жающего воздуха. Такие неблагоприятные факторы авиационного полета не

только снижают боеспособность, но и представляют реальную угрозу жизни

и здоровью экипажей. Для защиты летного состава от воздействия неблаго-

приятных факторов полета создаются средства защиты, такие как высотно-

компенсирующие костюмы, морские спасательные костюмы, кислородные

182

маски, защитные шлемы и т.п. [1]. Эффективность использования лётным

составом такого снаряжения во многом зависит от учета эргономических

требований, прежде всего антропометрических показателей человека. В

связи были изучены антропометрические характеристики 187 членов экипа-

жей самолетов Дальней авиации в возрасте от 22 до 57 лет (38,6 ± 7,3 лет).

В исследовании приняли участие 62. летчика, 60 штурмана и 65 других чле-

нов экипажа (борт-инженеры, операторы и т.д.).

Выявлены определенные достоверные различия между обследован-

ной группой и нормативными показателями, которые служат исходными

данными для создания снаряжения: увеличилось значение длиннотных

(длина тела, рост сидя, длина стопы) и обхватных размеров (обхваты груди,

талии, шеи, вертикальный обхват туловища, обхваты конечностей). Попе-

речные размеры головы показали противоположные тенденции - часть из

них (диаметр головы горизонтальный) возросли, другие (продольный и по-

перечный диаметр головы) - уменьшились, что свидетельствует об измене-

нии пропорций.

Отмечены различия размерных характеристик современного летного

состава авиации Внутренних войск МВД России (в настоящее время -

Росгвардии), представленные преимущественно членами экипажей вертоле-

тов, и летчиков фронтовой авиации с одной стороны, и членами экипажей

самолетов Дальней авиации, с другой стороны. Это касается обхватных раз-

меров туловища (обхваты груди, талии и обхват туловища вертикальный),

что связано с разницей возраста сопоставляемых категорий.

Практическое значение имеет сравнение полученных нами результа-

тов измерений со справочными данными для подбора членами экипажа ва-

риантов высотно-компенсирующих и морских спасательных костюмов.

44,4% всего изученного контингента не укладывается в максимальные ве-

личины тех показателей, которые соответствуют максимальным размерам

спецснаряжения, причем наибольшая доля несоответствий приходится на

размер «обхват туловища вертикальный» (39%), далее - «обхват талии»,

«обхват груди I», «длина рукава» и «длина шага». У 2,1 % летчиков выходят

за рамки допустимого сразу 4 показателя, у 3,7% - 3 и 12,3 % 2. Это значит,

что значительная доля летного состава не сможет полноценно использовать

защитное снаряжение и подвергнется серьезному риску в аварийной ситуа-

ции. Для выхода из сложившегося положения необходимо, во-первых, раз-

работать как минимум еще один размерный вариант защитного снаряжения,

рассчитанный на более крупную фигуру, и, во-вторых, при разработке но-

вых типов снаряжения учитывать изменения антропометрических характе-

ристик, которые произошли в последние годы.

183

УДК 681.5.01

Д.С. МОНГУШ ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПОСАДКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Посадка на аэродромы, посадочные площадки, палубы авианесущих

кораблей является одним из наиболее ответственных этапов применения

БЛА, выполнение которого стало важной необходимостью в автоматиче-

ском режиме.

Для используемых в данный момент времени неавтоматических мето-

дов посадки БЛА свойственен высокий уровень потерь и быстрое, неэффек-

тивное расходование технического ресурса. Проведенный анализ выявил,

что общее число авиационных происшествий на этапе посадки составляет

порядка 12-15 %, из них более 42% заканчиваются потерями БЛА.

Отсутствие удовлетворительных способов измерения положения БЛА

является основной трудностью на пути гарантированного решения задачи

автоматизации посадки. Анализ имеющихся способов определения коорди-

нат БЛА относительно взлетно-посадочной полосы (ВПП) показывает, что

эти способы или имеют низкую точность, неудовлетворяющую требова-

ниям к системам автоматической посадки, или для осуществления данных

способов требуется технически сложное оборудование, имеющее значи-

тельные массогабаритные и стоимостные характеристики.

В настоящее время активно выполняются исследования по внедрению

визуальных систем посадки (VBLS) с применением систем технического

зрения и широким использованием алгоритмов распознавания изображе-

ний. Преимущество таких систем это возможность автономной посадки. Су-

щественный недостаток рассматриваемых систем видимого диапазона явля-

ются огромные вычислительные затраты, сложность алгоритмов, не позво-

ляющие применить системы на малых БЛА, зависимость от времени суток,

погодных условий (дождь, туман, снег, дымка, и др.), высокие требования к

качеству аэродромов и посадочных площадок, а также влияние приземных

градиентов температуры воздуха.

Таким образом, главный недостаток заключается в том, что разраба-

тываемые системы посадки обладают существенными проблемами, несоче-

таемыми с современными требованиями.

Предлагается разработка опытного образца системы технического

зрения (СТЗ) [2] для выполнения автономной автоматической посадки БЛА,

включающую: бортовую цифровую видеокамеру диапазона 0.9…1,7 мкм с

вариообъективом (объектив с изменяемым фокусным расстоянием) и узко-

184

полосным (1,55 мкм) фильтром, установленную на трехстепенном гироста-

билизированном управляемом подвесе; комплект из трех наземных лазер-

ных инфракрасных маяков (ИК-ориентиров) диапазона 1,55 мкм, размещае-

мых вдоль ВПП на полосе безопасности; цифровой вычислитель с алгорит-

мическим обеспечением, позволяющим осуществлять захват, поиск, распо-

знавание и сопровождение ИК-ориентиров, вычисление линейных и угло-

вых координат самолета относительно ВПП и формирование заданных зна-

чений рассогласования этих координат от линии глиссады в автопилот БЛА

для формирования в нем управляющих воздействий обеспечивающих заход

на посадку до высоты H=0.

Масса комплекта бортовой части СТЗ не превышает 2000 граммов,

что возможно их установку на борту БЛА малого класса (с максимальной

взлетной массой до 10000 граммов). Возможно использование в качестве

СТЗ видеокамер целевых нагрузок БЛА, используемых по целевому назна-

чению на других этапах полета.

Наземная часть системы может дополнена система управления диа-

граммой направленности излучения и регулирования мощности источников

излучения, что существенно расширяет ее возможности по метеоустойчиво-

сти и дальности.

Принцип работы системы посадки основано на алгоритме включаю-

щем распознавание изображений маяков, решение системы нелинейных

уравнений относительно трех угловых и трех линейных координат положе-

ния ЛА, субпиксельное определение их координат на фотоматрице видеока-

меры. Численное дифференцирование этих координат выполняет автоном-

ное функционирование системы автоматического управления на этапе по-

садки.

Таким образом, рассматриваемая система может обеспечить измере-

ние шести параметров (навигационных), а также шести компонентов угло-

вых и линейной скоростей, обеспечивающих автоматическое управление

полетом на посадке до H=0 без использования дополнительных датчиков.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Патент РФ № 2378664 от 09.07.2008. Способ определения местопо-

ложения и углов ориентации летательного аппарата относительно взлетно-

посадочной полосы и устройство для его осуществления. Заявитель и патен-

тообладатель Бондарев В.Г., Бондарев В.В., Бондарев М.В., Ипполитов С.В.,

Конотоп В.И., Лей-бич А.А. № 2008128185; заявл. 09.07.2008; опубл.

10.01.2010, Бюл. № 8. 16 с.: ил

2 В.Г. Бондарев Видеонавигация летательного аппарата. // Научный

вестник МГТУ ГА, серия Авионика и электротехника. 2015. №213 С. 65-72.

185

УДК 681.5.01

Д.С. МОНГУШ ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

АЛГОРИТМ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЗАИМНЫХ КООРДИНАТ

БЕСПИЛОТНОГО ВОЗДУШНОГО СУДНА НА ОСНОВЕ

ТЕХНОЛОГИИ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ

Одним из перспективных направлений применения БЛА является ис-пользование БЛА в строю, в том числе смешанных, включающих пилотиру-емые и беспилотные ЛА, автономно работающих, но согласовано управляе-мых БЛА. Групповое согласованное использования БЛА может на порядок повысить производительность процессов наблюдения при совершении воз-душной разведки, при наводке на цель и поиске объектов.

Организация автоматическим управлением группой БЛА дает воз-можность существенно поднять степень автономности БЛА, благодаря чему, повысить вероятность выполнения задания и эффективность приме-нения.

Автоматизация полета БЛА в группе возможно с помощью совершен-ствованию программно-аппаратных средств, входящих в состав системы межсамолетной навигации (СМСН) БЛА. Данные средства СМСН предпо-лагают использование технических решений, основанных на применении отработанных способов управления и наблюдения, позволяющих осуществ-лять управление группой БЛА в автоматическом режиме.

Для решения задачи автоматизации полета строем нужно суще-ственно увеличить точность измерения пространственного относительного положения ведомого БЛА в группе. Для увеличения точности измерения на борту БЛА необходимо иметь другие (нештатные) устройства информации о текущих значениях параметров строя (превышение, дистанция и интервал) для выполнения автоматического полета БЛА в группе.

Эффективным техническим решением информационного обеспече-ния СМСН БЛА в режиме группового полета представляется система тех-нического зрения (СТЗ) на основе оптико-электронной системы (ОЭС).

Использование в составе СМСН оптико-электронное устройство и трилатерационный метод определения положения БЛА дает возможность для технической реализации измерительной системы определения парамет-ров строя.

В рамках решении задачи определения параметров относительного положения ведомого БЛА с помощью оптико-электронных средств предла-гается следующим образом. На ведомом БЛА предлагается разместить два оптико-локационных блока, в состав каждого из которых входит фотомат-рица (ФМ) и оптическая система. На фотоматрицах проецируется изобра-

186

жения идентичных точек ведущего БЛА, связанных с окончаниями элемен-тов конструкции. Возможно определить параметры относительного поло-жения ведомого БЛА в группе, зная информацию о координатах идентич-ных точек ведущего БЛА.

Принцип работы ОЭС используется в программном обеспечении экс-периментального комплекса «Гамма» для исследования бортовой СТЗ БЛА для решения задачи автоматизации полета строем.

Таким образом, применение разработанного алгоритма выявления взаимных координат БЛА на основе технологии технического зрения опре-делило перспективу практического использования оптико-электронной из-мерительной системы для выполенния задачи автоматизации полета строем и повышения безопасности полетов.

УДК 629.7.056.8 С.С. МЯЧИН, Д.И. АРМИЗОНОВ, С.Н.БУЛГАКОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОСОБЕННОСТИ ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ САМОЛЁТОВ ВОЕННО-ТРАНСПОРТНОЙ АВИАЦИИ Современными летательными аппаратами, которыми оснащена ВТА,

являются самолеты Ан-22, Ил-76, Ан-124, обладающие высокими летно-так-тическими характеристиками, которые достигаются в значительной мере бла-годаря применению прицельно-навигационных пилотажных комплексов (ПНПК) “Купол-22”, “Купол-76”, “А-820” соответственно, установленных на них.

ПНПК самолетов ВТА обеспечивают выполнение требований, предъ-являемых к современным бортовым комплексам: повышение точности ра-боты оборудования, автономность, регулярность полетов, безопасность, ав-томатизацию процессов управления.

Таким образом, прицельно-навигационный пилотажный комплекс позволяет выполнять боевые задачи с требуемой точностью и надежностью, обеспечивая безопасность, в любых условиях обстановки и при воздействии помех. Его основными достоинствами являются:

- автономность, нет необходимости обозначать площадку приземле-ния, а также коррекция ТКМС может выполняться по визуальным и радио-локационным ориентирам;

- скрытность, при выполнении коррекции по РСДН аппаратура будет лишь принимать сигналы системы, при этом не излучая ответного сигнала, тем самым, не обозначая себя.

Для наглядности сравнения основные точностные характеристики ПНПК-76 и ПНПК-22 сведены в таблицу 1.

187

Таблица 1 ˗ Точностные характеристики ПНПК-76 и ПНПК-22

Доработка управляющего вычислительного комплекса ПНПК-76 ав-

томатизированной универсальной программой по сравнению с ПНПК-22

расширяет возможности навигационного комплекса по точному и надеж-

ному решению задачи самолетовождения и десантирования (бомбомета-

ния).

УДК 629.7.054.07

А.В. НИКИТИН, Д.А. ЕГОРОВ, А.С. ПЕНЬКОВ, Е.В. РАМЗАЕВ,

С.И. ХАКИМУЛЛИН Казанский НИТУ им. А.Н. Туполева-КАИ

КОМПЛЕКСНАЯ АЭРОМЕХАНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ВЕКТОРА ВЕТРА НА БОРТУ

ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЕТА

В последние годы существенно повысилась роль вертолетов в реше-

нии народно-хозяйственных и военных задач. Число вертолетов граждан-

ского и военного назначения в ведущих государствах мира превышают

15…20 тысяч и непрерывно возрастает. Вертолеты составляют значитель-

ную часть экспорта авиационной техники России. Повышение безопасности

Показатели ИЛ-76МД АН-22

Точность счисления координат самолета в этапно-

ортодромической и системе координат с пересчетом

их в геодезическую по данным доплеровского счис-

ления, км

0,02×Sпр 2,4-4,4%Sпр

Воздушный способ счисления координат 0,025×Sпр 6-10%Sпр

Точность вычисления координат ТНВ и вывода в неё

ЛА :

1.При прицеливании по РМ (м) 150-200 300-500

2. При автономном выходе в ТНВ с РЛС КП2 с кор-

рекцией по РЛО(м) 200-300 400-800

3.По РСДН 300-400 500-900

Наличие инерциальной навигационной системы И-11-76 отсутствует

Возможность дифференциального режима коррек-

ции ТКМС

по информации от

изделия A-711 отсутствует

Автоматическая проверка условий парности ориен-

тиров

(разность пелен-

гов РЛО из точки

местонахождения

самолета - в пре-

делах 30°-150°)

отсутствует

Наличие пульта с переключателями коммутации сиг-

налов в каналах связи ДИСС-СВС-ИНС-УВК,

ДИСС-ИНС, CРАВНЕHИE W, УВК-САУ-ИНС.

На вертикальной

приборной доске

штурмана корабля

отсутствует

188

эксплуатации вертолетов имеет существенное значение для экономики и

обеспечения обороноспособности страны.

Анализ авиационных происшествий одновинтовых вертолетов пока-

зывает [1], что значительная часть из них связана с отсутствием у экипажа

информации о состоянии окружающей воздушной среды. При этом на сто-

янке до запуска силовой установки и при раскрутке несущего винта, при ру-

лении и маневрировании по земной поверхности (стартовый режим), на эта-

пах взлета, снижения, висения и посадки (взлетно-посадочные режимы) для

предотвращения авиационных происшествий, связанных с опрокидыванием

вертолета на бок или хвостовую балку, соударением лопастей несущего

винта с землей, рулевым винтом и между собой экипажу необходима досто-

верная информация о текущем значении скорости и угла направления век-

тора ветра относительно продольной оси вертолета при изменении его по-

ложения в азимуте в диапазоне ±180º.

Широкие возможности по повышению точности измерения парамет-

ров вектора ветра на стартовых и взлетно-посадочных режимах вертолета

открывает комплексирование бортовой системы измерения параметров век-

тора ветра, построенной на основе неподвижного комбинированного аэро-

метрического приемника, с другими источниками информации о составля-

ющих вектора истинной воздушной скорости, использующим другой не-

аэрометрический метод измерения.

Как показывает анализ [2], в качестве компонента комлексирования

бортовой аэрометрической системы измерения параметров вектора ветра

(аэрометрической СИПВВ) на стоянке при работе силовой установки и на

взлетно-посадочных режимах вертолета целесообразно использовать аэро-

механическую измерительно-вычислительную систему на основе метода

VIMI и наблюдателя Люэнбергера.

Приводится обобщенная структурно-функциональная схема такой

комплексной системы измерения параметров вектора истинной воздушной

скорости вертолета на взлетно-посадочных режимах [3].

По предварительной оценке, комплексирование каналов измерения

составляющих вектора истинной воздушной скорости бортовой системы из-

мерения параметров вектора ветра на основе неподвижного комбинирован-

ного аэрометрического приемника и информации результирующего воз-

душного потока вихревой колонные несущего винта с каналами измери-

тельно-вычислительной системы измерения составляющих вектора истин-

ной воздушной скорости, построенной на основе метода VIMI с наблюдате-

лем Люэнбергера позволяет на стоянке при запуске силовой установки, на

взлетно-посадочных режимах и на режимах висения вертолета уменьшить

189

погрешности измерения составляющих вектора истинной воздушной скоро-

сти до уровня, не превышающего Δпред = ±3σΔV = ±8 км/ч (2,1 м/с). С учетом

более высокой точности измерения составляющих вектора скорости руле-

ния и вектора путевой скорости полученное значение будет определять и

предельную погрешность измерения продольной и боковой составляющих

вектора скорости ветра.

Таким образом, рассмотренная комплексная система измерения пара-

метров вектора истинной воздушной скорости вертолета позволяет прово-

дит анализ и оценку эффективности комплексирования, т.е. оценки остаточ-

ных погрешностей комплексной системы.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Ерусалимский М.А., Егоров В.Н. Экипажам вертолетов – информаци-

онную поддержку // Авиасоюз. 2011. №2. С. 24 – 26.

2 Солдаткин В.В. Моделирование комплексной системы измерения ма-

лых воздушных скоростей вертолета // Известия вузов. Авиационная техника.

2008. №3. С. 53-58.

3 Семенов А.В. Повышение точности и помехоустойчивости элементов

бортовых систем обеспечения безопасности полета летательных аппаратов //

Дисс. на соиск. уч. ст. канд. техн. наук. Ульяновск: Ульяновск. гос. техн. ун-т,

2008. 281 с.

УДК 623.74:004.89

В.М. НОВИКОВ ФГУП ГосНИИАС (г. Москва)

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ ПОДДЕРЖКИ

ЭКИПАЖА В ЧАСТИ РЕКОНФИГУРАЦИИ КБО ПРИ ОТКАЗАХ

Целью разработки и внедрения на борт АК средств интеллектуальной

поддержки является выполнения ими следующих задач [1]:

1 Интеллектуальная поддержка (ИП), выполняемая на всех этапах по-

лета.

2 Интеллектуальная поддержка экипажа, выполняемая на отдельных

этапах полета.

3 ИП экипажа на этапе входа в информационный контакт с целью.

4 ИП экипажа на этапе атаки цели.

190

Интеллектуальная поддержка экипажа – это процесс, выполняющий

автоматический анализ текущей тактической обстановки, боевых возмож-

ностей и технического состояния АК, оптимальное информирование эки-

пажа о внешней и внутренней обстановке и адаптивное автоматическое или

автоматизированное управление АК при выполнении задач полета [2]. Од-

ной из задач ИП выполняемой на всех этапах полёта является выработка ре-

шений при отказах бортового оборудования, за счет проведения реконфигу-

рации КБО при отказах.

Реконфигурацией называют процесс изменения состава и структуры КБО,

связанный с поддержанием его работоспособности в реальном времени или

адаптацией к изменившимся условиям [3]

Объектом реконфигурации является бортовая распределённая

вычислительная среда (БРВС), построенная на основе однотипных

вычислительных модулей (ВМ), объединенных бортовой сетью (рисунок 1)

В состав БРВС входит K вычислительных модулей, L концентраторов

данных, все они имеют выход на бортовую сеть (БС). Логика

реконфигурации КБО состоит из трёх этапов:

- мониторинг состояния систем КБО;

- глобальный арбитраж и формирование облика новой конфигурации

КБО - аппаратной, программной и сетевой;

- собственно реализация реконфигурации КБО.

Для выполнения первого и второго этапа основным требованием яв-

ляется организации информационного взаимодействия между абонентами

бортовой сети по принципу «один ко всем, все к одному». Данным требова-

ниям максимально полно соответствуют оптические сети.

Полностью оптические сети AON(All-opticalNetworks) представляют

класс сетей, в функционировании которых главную роль при коммутации,

мультиплексировании, ретрансляции играют не электронные, а чисто опти-

ческие технологии. Полностью оптические сети претендуют на роль главен-

ствующей сетевой технологии, так как волоконно-оптические линии пе-

редач (ВОЛП) обладают рядом преимуществ перед проводными (мед-

ными) системами связи [4,5]. Преимущества организации КБО РМЭ на базе

полностью оптической сети (ПОС) следующие:

- обеспечения доступа любого абонента оптической сети к ресурсам

любого другого абонента;

- в бортовых ПОС реализуется переход от временного последователь-

ного уплотнения передаваемой информации (требующего постоянного уве-

личения скорости) к параллельному спектральному уплотнению (не требу-

ющего увеличения скорости передачи данных);

191

- отсутствие проблем задержек и конфликтов в сети реального вре-

мени;

- возможность приведения обмена к единому протоколу;

- облегченный способ решения задач реконфигурации при отказах;

- реализация информационной среды по принципу DSM создает еди-

ный системный образ доступный всем программам КБО ВС.

Интерфейсные узлы вырождаются в область памяти.

Техническим результатом, достигаемым при реализации ПОС, явля-

ется выполнение обмена информации в бортовой сети в режиме реального

времени с гарантированной доставкой сообщений, реализация процедуры

реконфигурации комплекса бортового оборудования при отказах и как след-

ствие повышение надёжности и безопасности полёта.

Решения задач реконфигурации в реальном масштабе времени

возможно способом выдачи экипажу ЛА готовых решений в зависимости от

складывающейся обстановки. Методическим аппаратом такого способа

могут выступать экспертные системы, построенные с использованием

математического аппарата прецедентов. Основная цель использования

аппарата прецедентов в рамках решения задачи реконфигурации КБО

заключается в выдаче готового решения для текущей ситуации на основе

прецедентов.

Решение задачи реконфигурация бортовой распределённой вычисли-

тельной среды должно базироваться на комплексном подходе, включающем

в себя:

1 Построение бортовой сети на должно базироваться на WDM-

технологий компонент оптической сети.

2 Реализация информационной среды между компонентами КБО

должно быть организовано по принципу DSM

3 Разработка специализированных систем на кристалле с аппаратной

реализацией DSM-обмена

4 Методическим аппаратом могут выступать экспертные системы,

построенные с использованием математического аппарата прецедентов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Концепция интеллектуальной поддержки тактических решений эки-

пажей (командиров групп) авиационных комплексов при выполнении бое-

вых задач. Утв. ГК ВВС 19.02.2010г. М.: Минобороны России 2010г.

2 Новиков В.М., Привалов С.В., Вахрушев Е.В. Подходы к разработке

и внедрению бортовых интеллектуальных систем управления авиационных

комплексов военного назначения. Сборник научных статей по материалам

192

второй Всероссийской научно-практической конференции. Воронеж:

ВУНЦ ВВС «ВВА», .2015 год. Стр 207-212.

3 Тарасов А.А. Функциональная реконфигурация отказоустойчивых

систем. Москва: Логос, 2012.

4 Новиков В.М. Концепция применения полностью оптических бор-

товых сетей при решении задач динамической реконфигурации бортовой

информационно-вычислительной среды на базе РМЭ. Сборник научных

статей по материалам пятой Всероссийской научно-практической конфе-

ренции. Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», .2017 год.

5 Новиков В.М. Формирование способов построения комплекса бор-

тового оборудования на базе однородной оптической среды. Сборник мате-

риалов международной научной конференции «Математическое моделиро-

вание и информационные технологии в инженерных и бизнес-приложе-

ниях». Воронеж : Издательский дом ВГУ, 2018. Стр.237-254

УДК 629.054

Е.В. ОЗЕРОВ, А.Ю. САВЧЕНКО, В.А. КРИВЦОВ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

СЕТЕВЫЕ ПРОТОКОЛЫ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ В СИСТЕМАХ

БОРТОВОГО ОБОРУДОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

В настоящее время при создании современных комплексов бортового

оборудования широко применяются различные сетевые интерфейсы. Особую роль они выполняют при проектировании и внедрении на борт летательных аппаратов (ЛА) интегрированной модульной авионики (ИМА). Выбор того или иного интерфейса осуществляет разработчик КБО исходя из различных требований и возможностей при проектировании. Интерфейсы, применяемые в АТ разрабатываются в соответствии с принятыми стандартами: ARINC, MIL-STD, STANAG, ASCB, Fibre Channel, Ethernet, AFDX, ГОСТ и др. Про-анализируем наиболее часто используемые интерфейсы.

ARINC 429 является одним из самых распространенных стандартов построения сетевых интерфейсов ВС. Обычно эти интерфейсы используется для связи датчиков, имеющих цифровой выход, с системами бортового обо-рудования. ARINC 429 осуществляет асинхронную последовательную пере-дачу информации в одном направлении – от датчиков к потребителям. Если необходима передача информации от системы к датчику, т.е. в противопо-ложном направлении, то создается дополнительная линия связи. Проверку правильности получения информации приемником интерфейс ARINC 429 не предусматривает. Скорость передачи информации составляет 12–14,5 Кбит/с. [1]

193

MIL-STD-1553B – стандарт, описывающий мультиплексный канал

информационного обмена (МКИО). Топология сети, построенной по стан-

дарту MIL-STD-1553B, представляет собой шину (линейная топология), что

обеспечивает ей ряд преимуществ по сравнению с сетью, построенной по

стандарту ARINC 429: меньшее количество связей, повышенная техноло-

гичность, масштабируемость, повышенная надежность за счет дублирова-

ния, работа в режиме реального времени. Основным преимуществом дан-

ного интерфейса является малая гарантированная величина задержки ин-

формации, что очень актуально в большинстве систем и комплексов борто-

вого оборудования. Скорость передачи информации выше чем у ARINC 429

и составляет 0,7 Мбит/с.

Fibre Channel – сетевой интерфейс, который описан различными стан-

дартами: FC-PH (ANSI X3.230-1994), FC-AL (ANSI X3.272-1996), SCSI-FCP

(ANSI X3.269-1996). Данный интерфейс широко применяется в промышлен-

ных сетях, а также используется в военных целях, в том числе на самолетах:

E-3C, B-1, F/A-18, F-16, F-35 и вертолетах RAH-66 и AH-64D.

Fibre Channel отличает от MIL-STD-1553B ряд преимуществ: высокая

скорость от 130 до 800 Mбит/с, малая задержка гарантированной доставки

информации, высокая гибкость (масштабируемость и различные условия

применения), возможность передачи данных на большие расстояния до 10

км. В качестве носителя передаваемой информации может выступать витая

пара, твинаксиальный кабель или оптоволокно. Основной проблемой внед-

рения данного интерфейса в отечественные разработки является отсутствие

отечественной элементной базы.

Ethernet – сетевой интерфейс, разработанный для коммерческого при-

менения. В настоящее время это самый распространенный интерфейс бла-

годаря своим преимуществам – высокая скорость передачи данных (свыше

10 Гбит/c), возможность применения различных топологий, очень обширная

и доступная, в том числе и отечественная элементная база. Для применения

Ethernet в КБО ее необходимо дорабатывать, так как в коммерческих целях

гарантированная доставка информации не является главной целью. Такие

доработки существуют и сеть Ethernet применяется на самолетах Boeing

777, Boeing 767-400ER и A380.

AFDX – стандарт Avionics Full Duplex Ethernet является видоизменен-

ным интерфейсом Ethernet под авиационные цели. Основной особенностью

протокола является использование виртуального канала для обеспечения

передачи информации в виде сообщений с контролем длительности пере-

дачи. Данная особенность позволяет осуществлять гарантированную до-

ставку информации. AFDX регламентирует порядок передачи сообщений в

бортовых сетях основываясь на стандарте Ethernet 802.3.

SpaceWire – стандарт разработки коммуникационных сетей был со-

здан для применения в космической и авиационной сферах. Целями

194

SpaceWire являются обеспечение взаимодействия различных высокоинфор-

мативных КБО между собой и периферийными устройствами и датчиками,

а также для реализации функциональной избыточности, повышающей

надежность КБО. Стандарт позволяет осуществить асинхронную передачу

данных со скоростью от 2 до 400 Мбит/с с возможностью обнаружения и

исправления ошибок на низком уровне. Одной из основных особенностей,

отличающих технологию SpaceWire от остальных – это использование

маршрутизации типа «Червячный ход», т.е. пакеты проходят к адресату че-

рез маршрутизаторы без буферизации, что повышает скорость передачи

данных и упрощает физическую и программную реализацию маршрутиза-

торов.

Таким образом анализ показал, что наиболее выгодным интерфейсом

для построения современных отечественных КБО является AFDX, так как

он отвечает всем современным авиационным требованиям и в отличие от

SpaceWire имеет отечественную элементную базу.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Кучерявый А.А. Бортовые информационные системы: Курс лекций.

/Под. ред. В.А. Мишина и Г.И. Клюева. Ульяновск: УлГТУ, 2004. 504 с.

УДК 629.054

А.А. ПЛЯЦОВОЙ, Б.Е. ФЕДУНОВ

ФГУП ГосНИИАС (г. Москва)

СИСТЕМА ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ ПОДДЕРЖКИ КОМАНДИРА

ГРУППЫ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ СОПРОВОЖДЕНИЯ НА ЭТАПЕ

ПОЛЕТА «МАРШРУТ-1»

На основании концептуальной модели «Этап» [1] весь сеанс функци-

онирования АК состоит из генеральной задачи вылета (ГЗВ), семантической сети типовых/типовых боевых ситуаций (ТС/ТБС), входящих в ГЗВ, а также семантической сети проблемных субситуаций (ПрС/С), которые представ-ляются для каждой ТС/ТБС.

В работе рассматривается ГЗВ «Сопровождение воздушных ударных сил (УС)» и представлена поддержка принятия тактических решений в ти-повой ситуации «Маршрут-1» с позиции командира группы истребителей сопровождения - K(ИС)-I в следующих ПрС/C [2]:

«Корректировка строя» - обеспечение прикрытия атакоопасного направления (оперативно поступающее направление, индицирующее возможную угрозу для УС со стороны истребителей противника (ИП),

195

которые еще не обнаружены группой ИС) посредством изменения бо-евых порядков группы истребителей сопровождения (ИС) для осу-ществления безопасности УС;

«Отражение атаки ИП частью группы ИС» - выделение части группы ИС на основе таблиц боевых потенциалов для отражения непосред-ственной угрозы со стороны ИП и возможности последующего возврата в общие боевые порядки;

«Возврат выделенной группы» - обеспечение возврата выделенной группы в общие боевые порядки при получении предварительного решения с борта командира выделенной группы [3,4].

Каждая из ПрС/C разделяется на подзадачи, достижение решения по которым, позволяет говорить о решении соответствующей ПрС/C.

Разработка интеллектуальной поддержки основана на создании бор-товой оперативно-советующей экспертной системы типовой ситуации (БОСЭС ТС). База знаний (БЗ) БОСЭС ТС состоит из двух иерархических уровней [5]. Первый иерархический уровень БЗ – формальное представле-ние семантической сети ПрС/С в ТС «Маршрут-1». На этом уровне БЗ реа-лизуется выбор (активизация) одной из ПрС/С этой сети на основе заложен-ных в БЗ продукционных правил. Второй иерархический уровень БЗ – мате-матическая постановка (представление) задач каждой ПрС/С (алгоритмы достижения решений и математические модели деятелей), а также адекват-ный способ достижения решения каждой из этих задач.

На выходе системы формируются рекомендации на многофункцио-нальном индикаторе кабины экипажа, выполнение которых обеспечивает успешное решение соответствующей ПрС/C.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Федунов Б.Е. Модель «Этап» для разработки облика бортовых ин-

теллектуальных систем антропоцентрических объектов // Онтология проек-тирования. 2012. №2(4). C.36-43.

2 Пляцовой А.А., Федунов Б.Е. Интеллектуальная поддержка коман-дира группы истребителей сопровождения, выполняющей генеральную за-дачу вылета «Сопровождения воздушных ударных сил». М. «Труды Гос-НИИАС». Вопросы авионики. 2018. 4(37). С. 3-23.

3 Федунов Б.Е., Пляцовой А.А. Возврат группы в строй истребите-лей, выполняющих генеральную задачу вылета «Сопровождения воздуш-ных ударных сил»: логика работы системы «Летчик – бортовая аппаратура» на этапе полета «Маршрут – 1». М. «Труды ГосНИИАС». Вопросы авио-ники. 2018. №7(40). С.16-31.

4 Гревцов Н.М., Перчиц С.Н., Федунов Б.Е., Юневич Н.Д. Интеллек-туальная поддержка командира группы истребителей сопровождения при решении им задачи возврата части группы, отразившей атаку истребителей противника» М., Изв. РАН, ТиСУ. 2018. №4.

196

5 Федунов Б.Е.. Базовая алгоритмическая оболочка бортовых опера-тивно советующих экспертных систем типовых ситуаций функционирова-ния объекта. М., Изв. РАН, ТиСУ. 2009. №5. С.90-101.

УДК 621.396.934

И.В. РОЖКОВ УО «Белорусская государственная академия авиации» (г. Минск)

ИНВАРИАНТНЫЙ КОНТУР УГЛОВОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ

БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Важную роль в обеспечении управляемого полета беспилотного лета-

тельного аппарата (БЛА) играет система угловой стабилизации.

Для многих систем управления БЛА характерна большая неопреде-

ленность условий их работы, обусловленная изменением параметров объ-

екта управления, а также статистических характеристик внешних возмуще-

ний, действующих на БЛА.

В настоящее время контуры стабилизации большинства известных ти-

пов САУ строятся на основе PID – регуляторов. Такие регуляторы имеют

простую структуру и позволяют получать приемлемое качество процессов

регулирования для номинальных параметров объекта управления.

Основной проблемой, возникающей при использовании регуляторов

с постоянными коэффициентами, является нестационарность объекта

управления, что приводит к необходимости перенастройки коэффициентов

PID – регулятора.

Для БЛА актуальным является использование инвариантных систем

автоматической стабилизации. Такие системы обладают слабой чувстви-

тельностью их динамических характеристик к изменению параметров лета-

тельного аппарата.

Рассматривается синтез инвариантного контура угловой стабилиза-

ции, основанный на концепции обратных задач динамики [1] на примере ка-

нала стабилизации БЛА по углу тангажа. Передаточная функция БЛА по ка-

налу тангажа:

,)12(

)1()(

22

pTpTp

pTKpW V

(1)

197

где VT

KK

- коэффициент передачи в канале тангажа; VT - аэродинамиче-

ская постоянная времени БЛА; αK , αT , αξ - коэффициент передачи, постоян-

ная времени и коэффициент демпфирования по углу атаки.

Предполагается, что наибольшие изменения могут претерпевать пара-

метры БЛА αK , αT , αξ .

Параметры регулятора выбираются таким образом, чтобы на выходе

передаточной функции объекта управления по углу атаки формировался та-

кой же сигнал, как и на выходе эталонной модели, в качестве которой при-

нята система 3 порядка

2 1 0 0y a y a y a y a . (2)

Условием близости фазовых траекторий ( ) ( ) 0t y t является

условие минимума функции

2( ) ( ( )) minG u y u . (3)

Рисунок 1 − Структурная схема инвариантного контура угловой стабилизации

по каналу тангажа

Функция управления ( )u t имеет вид:

0 1 1 2( ) [ ( ) ]u t k a k dt a a

.

(4)

Передаточная функция разомкнутой части системы, обведенная на ри-

сунке 2 пунктиром:

0

2 3 2

2 1 0

( )( ) (2 ) (1 )

p

kk aW p

T kk p T kk a p kk a p kk a

.

(5)

При сравнительно небольших значениях k выполняются условия 2

2 1; 2 ; 1kk T kk a T kk a . Тогда передаточная функция разомкнутой

части контура определяется выражением 0

3 2

2 1 0

( ) ,p

aW p

p a p a p a

т.е. пере-

стает зависеть от параметров объекта управления и определяется только ко-

эффициентами эталонной модели.

198

Рисунок 2 − Переходный процесс при

увеличении Т в 2 раза (инвариант-

ный регулятор)

Рисунок 3 − Переходный процесс при увели-

чении Т в 2 раза (пид регулятор)

Полученный в результате синтеза методом обратных задач динамики

закон управления обеспечивает инвариантность характеристик переходного

процесса к изменению параметров объекта управления (БЛА).

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Крутько П.Д. Обратные задачи динамики в теории автоматического

управления. Цикл лекций. М.: «Машиностроение», 2004. 576 с.

2 Малкин В.А., Рожков И.В. Преобразование математической модели

пространственного движения БЛА для решения задач анализа и синтеза кон-

туров стабилизации и управления / Вестник Военной академии Республики

Беларусь: военный научно-теоретический журнал / Учреждение образова-

ния «Военная академия Республики Беларусь»; редкол.: О.Г. Лапука (гл.

ред.) [и др.]. Мн.: ВА РБ, 2018. С. 46–55.

УДК 629.7

С.В. РЫБАКОВ АО "УКБП" (г. Ульяновск)

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ПРИЕМНИК ВОЗДУШНОГО

ДАВЛЕНИЯ

Многофункциональные приемники воздушного давления постепенно

заменяют обычные приемники воздушного давления. Многофункциональ-

ные приемники позволяют измерить такие параметры как: полное и стати-

ческое давления, а также углы атаки и скольжения воздушного судна.

Основная проблема многофункциональных приемников воздушного

давления - это сложность их компоновки и производства. Датчики и прием-

ники на борту летательного аппарата должны быть как можно меньше, а

множество отверстий на приемнике вынуждает либо увеличивать массога-

199

баритные характеристики приемника, либо использовать большие трудоза-

траты на компоновку приемника, стараясь уместить многочисленные

трубки воздушных давлений и нагревательные элементы системы предот-

вращения обледенения.

Предложена модификация многофункционального приемника воз-

душного давления без центрального отверстия приема полного давления

(пример приемника представлен на рисунке 1). Полное давление вычисля-

ется с помощью получаемых данных с боковых отверстий на носу прием-

ника.

Преимущество предлагаемого приемника в отличии от стандартного

МПВД состоит в более простой технологии компоновки приемника и его

производства. Отсутствие центрального отверстия полного давления осво-

бождает достаточное количество места внутри приемника для нагреватель-

ной системы.

Рисунок 1 - Пример внешнего вида предлагаемого МПВД

В дальнейшем планируется исследование предложенной модифика-

ции многофункционального приемника воздушного давления с поиском

наиболее оптимальной формы приемника, а также формы, размера и распо-

ложения отверстий.

УДК 629.7.05

С.С. СЕМЕНОВ1, А.В. ПОЛТАВСКИЙ2 1АО "ГНПП "Регион" (г. Москва) 2ИПУ им. В.А. Трапезникова РАН (г. Москва)

СИСТЕМНЫЙ ПОДХОД К ФОРМИРОВАНИЮ ОБЛИКА

УДАРНОГО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Сегодня в мире наблюдается устойчивый интерес к развитию и совер-

шенствованию авиационной беспилотной техники. Бурному развитию бес-пилотных летательных аппаратов (БЛА) способствовало достижения в об-

200

ласти композитных материалов, микроэлектроники, опто- и радиоэлектро-ники, средств связи, источников питания, в разработке новых типов элек-тродвигателей, реактивных и поршневых двигателей, в развитии спутнико-вых систем глобального позиционирования. БЛА функционирует не абсо-лютно самостоятельно, а в составе комплекса БЛА (КБЛА).

Доля рынка военных БЛА по классам составляет: HALE (высотные БЛА большой продолжительности полёта) – 34%; MALE (средневысотные БЛА большой продолжительности полёта) – 19%; UCAV (боевые БЛА) – 29%; остальные – 18%.

В начале 21 в. роль ударных БЛА значительно возросла, особенно в локальных военных конфликтах. Например, БЛА применили по целям в Аф-ганистане больше авиационных средств поражения (АСП), чем обычные бо-евые летательные аппараты. Из общего количества АСП, примененных в Афганистане в 2015 г., примерно 56% приходится на удары БЛА. В 2011 г. этот показатель соответствовал только 5%. В 2015 г. БЛА сбросили в Аф-ганистане 530 авиабомб и управляемых ракет, что составляет половину от показателя 2014 г., когда с БЛА было применено максимальное количество АСП.

Лидирующее положение в мире по ударным БЛА занимают США, Из-раиль и Китай. О том, что Китай осуществил качественный рывок в разви-тии БЛА свидетельствует экспозиция БЛА Китая на 12-м международном авиационно-космическом салоне "Эйршоу Чайна" (Airshow China) в г. Чжухае, на котором китайские компании выставили около 1800 БЛА раз-личных типов .

Многофункциональный КБЛА – это прежде всего боевой авиацион-ный комплекс, с другой стороны – это сложная техническая система (СТС). Создание таких СТС, как КБЛА, связано с большими финансовыми, интел-лектуальными и временными затратами и проблемами выбора наилучшего варианта реализации. Например, для ВМС США это – повестка дня. Чему отдать предпочтение в разработке: разведывательно-ударному БЛА или ударному БЛА ?

Для того, чтобы сделать правильный выбор БЛА и сформировать его технический облик, необходим системный подход. Состав системных ис-следований при решении проблем по созданию и применению сложных ор-ганизационно-технических систем, каким является КБЛА, содержит следу-ющие этапы:

1) Концептуальный, целевой и организационный анализ: 2) Функциональный анализ: 3) Структурный анализ: 4) Функционально-структурный (совместный) анализ: 5) Исторический (эволюционный) анализ: 6) Системный (функциональный и структурный) синтез – при созда-

нии и модернизации системы: 7) Оценочный (критериальный) анализ:

201

Перечисленные базовые этапы (или аспекты) СИ рекомендуется выпол-нять в приведенной последовательности и в полном составе при проектирова-нии принципиально новой системы, а при совершенствовании (модерниза-ции) существующих систем могут применяться только отдельные виды СИ.

Иерархичность является одним из важнейших свойств комплекса типа КБЛА как сложной организационно-технической системы. Понятие "иерар-хия систем" является центральным в системном анализе и в системотехнике. Сущность системного подхода к иерархическим системам состоит в сов-местном многоуровневом рассмотрении целей и задач, функций и струк-туры системы.

Важными с точки зрения построения системных моделей КБЛА явля-ются следующие принципы:

1) системность учета всех сторон деятельности, функционирования и применения сложного многоцелевого комплекса;

2) адекватность воспроизведения в модели с необходимой полнотой всех свойств комплекса, существенных для целей данного исследования;

3) открытость модели для учета всех влияющих на комплекс условий, факторов и ограничений, а также возможность соответствующего уточне-ния, изменения, адаптации и развития исходной модели.

Принцип системности учета всех сторон функционирования и этапов применения комплексов основывается на трех способах описания свойств и характеристик исследуемого комплекса, т.е. на основе построения и приме-нения трех основных видов системных моделей – это функциональная, структурная и информационная модели.

Исследования показали, что для авиационных комплексов важность принятия концептуальных решений составляет до 70% от их общего числа, при этом затраты находятся на уровне 2% от общих затрат по созданию ком-плекса. Ключевую роль при создании разведывательно-ударных и ударных КБЛА, особенно на первых этапах, является оценка технического уровня КБЛА, в особенности БЛА, по которому можно судить о его перспективно-сти.

В настоящее время предложены современные методы оценки ТУ СТС, в том числе БЛА, которые базируются на достижениях в области тео-рии принятия решений с применением современных информационных тех-нологий. При этом в основе методов лежат знания о значении оценочных показателях, в качестве которых, на основе проведенного анализа, предло-жены оперативно-тактические, летно-технические, эксплуатационно-техни-ческие, данные по условиям применения и управления полетом БЛА и наве-дения его на цель, эффективностные, стоимостные, временные и другие ха-рактеристики БЛА.

202

УДК 623:001.51

С.С. СЕМЕНОВ 1АО "ГНПП "Регион" (г. Москва)

ОЦЕНКА ВОЗМОЖНОСТИ И ПУТИ СОЗДАНИЯ СЛОЖНЫХ

ТЕХНИЧЕСКИХ СИСТЕМ ОПЕРЕЖАЮЩЕГО УРОВНЯ В

ОБЛАСТИ ВОЕННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ

В настоящее время геополитическая ситуация, высокие темпы разви-

тия научно-технического прогресса и ограничения финансовых средств вы-

двигают на первое место для ведущих промышленных стран мира проблему

выбора наилучших решений при создании новой техники, и прежде всего, в

области военных технологий.

В докладе, исходя из основных задач оборонно-промышленного ком-

плекса РФ, представлена оценка состояния научно-технического задела и

экономические возможности государства осуществлять полноценные разра-

ботки сложных технических систем (СТС), рассмотрены особенности

настоящего технологического уклада и отмечена важность наличия совре-

менной элементной базы для создания высокотехнологичных систем, при-

ведены алгоритм выбора и принципы проектирования новых систем оружия

как СТС. Подчеркивается, что на современном этапе преобладает эволюци-

онно-технологический подход к созданию объектов новой техники, при этом

уровень нововведений (степень новизны) не должен превышать 20-30%.

Если мы обратимся к научно-техническим статьям периодической пе-

чати последних лет, а также к книгам и монографиям известных ученых,

создателей и главных конструкторов новой техники, в том числе в области

авиационной и ракетно-космической техники, а также к научным изданиям

о их деятельности и др., то мы непременно столкнемся с изложением вопро-

сов или освещением проблем выбора наилучших технических решений, с

оценкой качества и ТУ создания новой продукции и заключениями о том,

что создаваемый образец техники должен не уступать или быть не хуже за-

рубежных образцов техники. Поэтому в докладе показана значимость

оценки технического уровня (ТУ) СТС в качестве ИНСТРУМЕНТА в си-

стеме поддержки принятия решений при выборе наиболее предпочтитель-

ного образца вооружения и военной техники, особенно на ранних стадиях

жизненного цикла СТС, предложены методы оценки ТУ СТС, включая ме-

тод оценки ТУ СТС с зарождающимися технологиями с целью определения

момента перехода на новую технологию. В качестве примера смены техно-

логий отмечено создание высокотехнологичной системы оружия защиты

истребителя от управляемых ракет класса "воздух-воздух" и "поверхность-

воздух" на основе высокоэнергетического малогабаритного лазера.

203

УДК 629.7.058

Е.И. СТЕПНОВА, С.К. КИСЕЛЕВ АО «УКБП» (г. Ульяновск)

СПОСОБ ОТОБРАЖЕНИЯ ПИЛОТАЖНОЙ ИНФОРМАЦИИ НА

ЭКРАНЕ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО ИНДИКАТОРА

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ЭТАПЕ ПОСАДКИ Взаимодействие между человеком и машиной является одним из

наиболее широко рассматриваемых аспектов, когда речь идет о человече-

ском факторе [2]. Оно определяет взаимоотношения человека с его физиче-

ской рабочей средой, например, соответствует ли конструкция сидений ха-

рактеристикам человеческого тела в сидячем положении, отвечают ли дис-

плеи сенсорным характеристикам пользователя и его возможностям обраба-

тывать информацию, или обладают ли органы управления адекватными ха-

рактеристиками перемещения, кодирования и размещения. К сожалению,

естественная человеческая склонность адаптироваться к несоответствиям

взаимодействия человека и машины может скрывать серьезные упущения,

которые становятся очевидными только после инцидента, например, несо-

ответствия, которые проявились после появления технологически усовер-

шенствованных кабин летного экипажа.

Значительная часть авиационных происшествий и инцидентов случа-

ется по причине человеческого фактора. В большинстве случаев в качестве

фактора, вызвавшего авиационное происшествие или способствовавшего

ему, называется ошибка человека. Ошибка, приписываемая человеку, может

быть следствием недостатков конструкции, оборудования или недостаточ-

ной профессиональной подготовки, несовершенных правил либо неадекват-

ных контрольных карт или руководств, т. е. даже если ошибок человека не-

возможно полностью избежать, они поддаются контролю посредством при-

менения усовершенствованной техники, соответствующей подготовки и

надлежащих правил и процедур [2].

Поскольку современная наука не стоит на месте, то разработан способ

позволяющий автоматизировать пилотирование воздушного судна. Таким

образом, значительно снижается нагрузка на пилота. Однако применение

автоматизированной системы может привести к излишней самоуверенности

членов экипажа и чрезмерному доверию к технике. Автоматизированная си-

стема должна применяться только для того, чтобы освободить пилота от ру-

тинной умстенной работы связанной с вычислениями, но не освобождать

пилота от управления самолетом и контроля пилотажной обстановки. Пол-

ностью исключить пилота из эргатической системы «человек-воздушное

204

судно (ВС)» невозможно, поскольку необходим постоянный контроль над

процессом пилотирования и при внештатных ситуациях именно за пилотом

всегда остается последнее слово. При этом для правильного принятия реше-

ния пилоту необходимо обработать большой объем информации, что в свою

очередь ведет к совершению ошибок.

Проблема надежности восприятия информации пилотом заключается

в том, что ее количество практически не ограниченно растет, тогда как воз-

можности пилота весьма ограничены и если увеличиваются под воздей-

ствием всевозможных мер, то несоизмеримо медленнее[1].

Из рисунка 1 видно, что затраты времени оператором на восприятие

информации линейно зависит от количества информации. Это значит, что в

единицу времени он может воспринимать только определенную, неизмен-

ную долю информации. На рисунке показаны три графика, каждый из кото-

рых соответствует конкретному эксперименту со своими условиями и опе-

раторами.

Рисунок 1 - Зависимость времени реакции человека от количества передаваемой

информации

За счет улучшения факторов (обученность, натренированность, усло-

вия деятельности и т.д.) пропускную способность оператора можно увели-

чить до определенного предела. Но дальше наступает перенасыщение, след-

ствием которого являются утомление оператора, пропуски информации,

ошибки, задержки реакции.

Относительная зрительная загрузка пилота по параметрической ви-

деоинформации рассчитывается по формуле 1 [3].

1 1

N K

ф i п n

t n

Т f Т f

, (1)

205

где: - Относительная зрительная загрузка пилота по параметрической ви-

деоинформации; Тф - среднее время снятия пилотом показания изобрази-

тельного элемента (далее по тексту ИЭ); fi - минимально необходимая ча-

стота наблюдения i-го пилотажного параметра (ПП) (i = 1,..., Nn); Nn – число

визуализируемых n-ым прибором ПП; Тn – средняя продолжительность пе-

реноса взгляда пилота с одного прибора на другой; fn - информативная ча-

стота п-го прибора.

Поскольку для оценки зрительной загрузки пилота рассматривается

один ПП, то Тn и fn принимаем равными 0. Отсюда следует, что расчет отно-

сительной зрительной загрузки пилота по параметрической видеоинформа-

ции рассчитывается по формуле 2.

1

N

ф i

t

Т f

. (2)

При проведении анализа действий экипажа на этапе посадки опреде-

лены пилотажно-навигационные параметры, которые необходимы для вы-

полнения пилотажной задачи, а также определены параметры, которые нет

необходимости отобрать на данном этапе.

Сокращение визуализации пилотажных параметров на этапе посадки

позволяет повысить качество зрительного контроля. Поскольку этап по-

садки является самым сложным, то при адаптивном способе отображения

пилотажно-навигационной информации у пилота появляется резерв вре-

мени для оценки пилотажной обстановки и приняти решения, что в свою

очередь ведет к увеличению качества пилотирования и обеспечению без-

опасности полета.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Авиационные проблемы и системы: Учебное пособие/Г.И. Клюев,

Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин; под ред. В.А. Мишина. Ульяновск: УлГТУ,

2000. 343 с.

2 Обеспечение безопасности полетов при управлении воздушным

движением: учеб. пособие / сост. М.В. Стионов, Д.А. Князевский. Улья-

новск: УВАУГА(И), 2010. 67 с.

3 Н.А. Столяров, И.Б. Кузнецов Эргономические основы совершен-

ствования отображения приборной информации//Научный вестник МГТУ

ГА. 2013 г. № 192. С. 96-101.

206

УДК 629.7.058.54

Н.А. УС, А.А. АВЕРШИН, С.П. ЗАДОРОЖНИЙ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ИНТЕГРИРОВАННЫЙ ОПТИЧЕСКИЙ СМЕСИТЕЛЬ ДЛЯ

ФОРМИРОВАНИЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИОННОЙ КАРТИНЫ

КОЛЬЦЕВОГО МОНОБЛОЧНОГО ГИРОСКОПА

В наше время наука об управлении движущимся объектами приобре-

тает особую значимость. Важное место занимают пилотажно-навигацион-ные комплексы и системы управления, построенные на бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Наибольшее распростра-нение в качестве гироскопического датчика БИНС получили кольцевые ла-зерные гироскопы (ЛГ) благодаря широкому диапазону измеряемых угло-вых скоростей – сотни градусов в секунду, стабильности масштабного ко-эффициента – (1-10)*10-6, стабильности собственного дрейфа – 0,005 ... 0,05 град/час, удобству сопряжения с вычислительной техникой [1].

Существует множество различных оптико-физических схем кольце-вых лазерных гироскопов - газовых, твердотельных, полупроводниковых, работающих в одно-, двух- и многомодовом режимах генерации, - различа-ющихся конфигурацией резонатора, методами и устройствами управления параметрами генерации, способами накачки активной среды и т. п.

В работе рассматривается новый сегмент лазерных гироскопов – кольцевой моноблочный гироскоп с полупроводниковым лазерным диодом (КМГ с ПЛД) [2].

Для выделения сигнала разностной частоты встречных излучений в лазерном гироскопе, выходящих через один из отражательных элементов кольцевого резонатора, последние совмещают в специальном оптическом устройстве – оптическом интерференционном смесителе различных кон-струкций, формирующем на выходе интерференционную картину считыва-емую фотоприемным устройством.

В работе исследуется новая интегрированная конструкция оптиче-ского интерференционного смесителя (рисунок 1). Оптическая схема сме-сителя объединяет плоско параллельную призму, в которой интегрирована полусферическая поверхность для юстировки оптического контура моно-блока, и фокусирующую линзу для сопряжения интерференционной кар-тины с фотоприемным устройством.

207

R1 R1

R2R2

hhHH

1

3

5

2

4

Рисунок 1 – Оптический интерференционный смеситель лазерного гироскопа

На рисунке: 1 – полупрозрачное плоское зеркало; 2 – первая поверх-

ность плоского зеркала, на которую нанесено полупрозрачное светоотража-ющее покрытие/пленка; 3 – полусферическая поверхность; 4 – вторая по-верхность плоского зеркала, которая является оптически прозрачной для ин-терферирующих встречных волн; 5 – фокусирующая линза, R1 – радиус кри-визны полусферической поверхности 3, R2– радиус кривизны фокусирую-щей линзы, h – высота углубления в поверхность 1, H – толщина поверхно-сти 1.

Интенсивность интерференционной картины на выходе лазерного ги-роскоп от двух источников электромагнитных волн одинаковой интенсив-ности I0 описывается следующим выражением:

2

04 cos ,xd

I IL

(1)

где P – мощность лазерного излучения, ω2 – радиус пучка на выходе, x– ко-ордината точки наблюдения на экране, d – расстояние между источни-ками, λ – длина волны, L – расстояние до экрана [3].

Разработанное устройство формирует четкую интерференционную картину с максимальной интенсивностью позволяющую приемным устрой-ствам обработать сигнал и определить направление перемещения объекта в пространстве.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Несенюк Л.П., Бесплатформенные инерциальные системы. Обзор

состояния и перспектив развития // Гироскопия и навигация. 2002. №1 (36), С. 13-22 2 Лазерный гироскоп: пат. 2582900 Российская Федерация, МПК G01C19/66. [Текст] / Архипов В.А., Полутов А.Г., Ус Н.А., Склярова О.Н., Задорожний С.П., Смирнов П.В.; заявитель патентообладатель Открытое ак-ционерное общество "Научно-производственный комплекс "ЭЛАРА" имени

208

Г.А. Ильенко (ОАО "ЭЛАРА") (RU). №2014154547/28; заявл. 31.12.2014; опубл. 27.04.2016; Бюл. № 12.

3 Азарова В.В., Голяев Ю.Д., Дмитриев В.Г. Кольцевые газовые ла-зеры с магнитооптическим управлением в лазерной гироскопии / В.В. Аза-рова, Ю.Д. Голяев, В.Г. Дмитриев //Квантовая электроника. 2000. Том 30. №2. С. 96-104

УДК 355.23

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

О ВОЗМОЖНОСТЯХ ГРАФИЧЕСКОЙ СРЕДЫ

ПРОГРАММИРОВАНИЯ LABVIEW В ПОДГОТОВКЕ

ИНЖЕНЕРНО-ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТАВА ВКС

Развитие технологий не может не затронуть военную сферу деятель-

ности. Специалисты ВКС, обслуживая технику и осваивая её новые виды, нуждаются в современном оборудовании, передовых методиках обслужива-ния и ремонта. Ряд компаний, для упрощения деятельности специалистов, готов предложить свои программные продукты. Одна из них – это National Instruments со средой графического программирования LabVIEW.

Постановка. В некоторых случаях невозможно, ввиду различных причин, реально

провести тестирование, измерение, ввод данных, анализ и управление ка-ким-либо оборудованием. Решение этой проблемы можно найти в про-граммной среде, которая должна соответствовать ряду требований, из-за специфики её применения в авиации:

1. Программная среда должна с точностью до мельчайших деталей повторять как внешнюю оболочку (переключатели, тумблеры, лампочки, табло и т.д.), так и внутреннее наполнение (алгоритмы работы, реакции на действия, имитация состояний и т.д.);

2. Программная среда должна поддерживать огромный спектр обо-рудования различных производителей и имеет в своём составе (либо позво-ляет добавлять к базовому пакету) многочисленные библиотеки компонен-тов;

3. Программная среда должна быть многоплатформена, т.е. реализо-вана на большинстве операционных систем, т.к. оснащенность персональ-ными компьютерами имеет повсеместное распространение, но не унифици-ровано;

4. Программная среда должна иметь обширные технические возмож-ности и высоко функциональный математический аппарат, способные ре-шать любые поставленные задачи;

209

5. Программная среда должна быть предназначена не только для сня-тия измерений и анализа полученных величин, но и мониторинга и управ-ления процессами;

6. Программная среда должна уметь параллельно выполнять не-сколько задач;

7. Программная среда должна иметь относительную простоту реали-зации и быть понятна любому пользователю;

8. Точность обработки данных и результат должны быть очень высо-кими.

Данным требованиям соответствует графическая среда разработки LabVIEW от компании National Instruments.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Лупов С.Ю., Муякшин С.И., Шарков В.В. LabVIEW в примерах и

задачах. Учебно-методические материалы по программе повышения квали-

фикации «Обучение технологиям National Instruments». Нижний Новгород,

2007, 101 с.

УДК 625.098

В.В. ХАРИТОНОВ1, В.В. ПЕНЧУЧЕНКО1, А.А. МИЩЕНКО1,

С.П. ДРАГАН2 1ГЛИЦ им. В.П.Чкалова (г. Ахтубинск) 2ГНЦ РФ – Фед. мед. биофизический центр им. А.И.Бурназяна (г. Москва)

КОМПЛЕКСНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА УСЛОВИЙ ТРУДА

ЛЕТНОГО СОСТАВА МАНЕВРЕННОЙ АВИАЦИИ ПО

АКУСТИЧЕСКОМУ ФАКТОРУ

Нарушение работоспособности в условиях влияния авиационного

шума является одним из факторов риска, негативно влияющих на профес-

сиональную надежность летного состава. В связи с этим, борьба с шумом

требует проведения постоянного мониторинга акустической обстановки на

рабочих местах летного состава и проведения соответствующих профилак-

тических мероприятий для обеспечения безопасности полетов [1-3]. Целью

исследования являлось изучение акустической обстановки на рабочих ме-

стах летного состава государственной авиации для характеристики меха-

низмы образования шума и дать рекомендации по обеспечению акустиче-

ской безопасности.

Работа была выполнена с привлечением двух типов воздушных су-

дов – самолетов Су-24 и Су-34. Акустические измерения проводились в два

210

этапа. На первом этапе проведено исследование акустической обстановки

на рабочих местах инженерно-технического состава при подготовке воз-

душного судна к полету. Измерения проводили на рабочих местах при про-

греве двигателей перед вылетом. Измерительная аппаратура находилась на

стойке рядом с инженерно-техническим составом на его рабочем месте. На

втором этапе измерения выполнялись во время полета воздушного судна.

Шумомер помещали в нагрудный карман куртки летного состава перед по-

садкой в кабину воздушного судна. Запись заканчивали после остановки

двигателей воздушного судна.

Показано, что уровни эквивалентного и максимального шума на рабо-

чих местах летного состава во время выполнения полетного задания превы-

шают предельно допустимые уровни на 12–14 дБА и 1–3 дБА соответ-

ственно. Уровни звукового давления (УЗД) во всех октавах не превышает

100 дБ и колеблется от 80 до 96 дБ, но в октавных полосах от 250 Гц до 8000

Гц выше предельно допустимых уровней на 4-15 дБ. Максимум энергетиче-

ского спектра у Су-24 приходится на октавную полосу с частотой 500–1000

Гц (УЗД 94-96 дБ), а у Су-34 – 1000-4000 Гц (УЗД 91-94 дБ). Сравнительная

оценка показывает, что в кабине ВС Су-24 во время полета образуется шум

меньшего уровня (97 дБА) по сравнению с Су-34 (уровень шума 99 дБА). В

первом случае в спектре шума УЗД выше в области средних частот (250-500

Гц) на 1–5 дБ, а во втором случае – в области высоких частот (2000-8000 Гц)

на 6-9 дБ.

Уровни общего УЗД и УЗД во всех октавных полосах на рабочих ме-

стах летного состава во время выполнения полетного задания ниже пре-

дельно допустимых уровней. Сравнительная оценка показывает, что в ка-

бине Су-24 во время полета УЗД в области инфразвука выше по сравнению

с Су-34 на 5-8 дБ.

Шум, образующийся в кабине Су-24 во время полета, летным соста-

вом воспринимается как низкочастотный, а в кабине Су-34 – как высокоча-

стотный. В первом случае он оценен как менее комфортный. В обоих слу-

чаях шум не влиял на выполнение полетного задания и не приводил к ухуд-

шению слуха как во время, так и после полета.

Обеспечение надежности и работоспособности летного состава в

условиях деятельности, связанных с воздействием факторов полета (ве-

стибулярные расстройства, пилотажные перегрузки, температура, изме-

ненная газовая среда, шумы, вибрации и т.п.) было и остается актуальной

задачей, решение которой существенно влияет на безопасность полетов.

Поэтому необходимы комплексные междисциплинарные исследова-

ния, направленные на разработку алгоритмов и моделей прогностического

оценивания акустической безопасности оператора авиационных эргатиче-

ских систем управления при их проектировании и эксплуатации в интере-

211

сах обеспечения функциональной надежности профессиональной деятель-

ности авиационных специалистов воздушных судов государственной авиа-

ции. Работа выполнена при поддержке РФФИ, проект № 18-08-00244

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Драган С.П., Зинкин В.Н., Солдатов С.К., Харитонов В.В., Сомов

М.В., Мищенко А.А. Звукоизолирующие характеристики кабин маневрен-

ных воздушных судов государственной авиации // Безопасность труда в про-

мышленности. 2018. № 9. С. 71-76.

2 Зинкин В.Н., Драган С.П., Солдатов С.К., Мищенко А.А. Характери-

стика акустической безопасности профессиональной деятельности летного

состава маневренной авиации // Здоровье населения и среда обитания. 2018.

№ 10. С. 42-45.

3 Харитонов В.В., Зинкин В.Н., Драган С.П., Скуратовский Н.И. Меха-

низмы формирования шума на рабочих местах авиационных специалистов

воздушных судов государственной авиации // Проблемы безопасности по-

летов. 02018. № 10. С. 1-17.

УДК 533.6.013

В.К. ХАРЧЕНКО, А.Д. КУЗНЕЦОВ, В.Н. МАКАРЕНКО ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ

ЭЛЕМЕНТОВ В СИСТЕМАХ УПРАВЛЕНИЯ СОВРЕМЕННЫХ

САМОЛЕТОВ

Одним из основных направлений развития рулевых приводов явля-

ется увеличения полосы пропускания входных сигналов, повышения скоро-

сти перемещения исполнительного устройства и располагаемого усилия на

нем. Важным является также обеспечение стабильности характеристик,

надежности и отказобезопасности в различных условиях эксплуатации.

От современных электрогидравлических рулевых приводов, применя-

емых в цифровых электродистанционных системах управления, требуется

обеспечение полосы пропускания в районе 15 рад/с, что является необходи-

мым для согласования характеристик элементов замкнутого контура «лет-

чик - система управления - самолет» и обеспечения требуемых характери-

стик устойчивости и управляемости [1].

212

Располагаемая скорость перемещения исполнительного звена руле-

вого привода (штока гидравлического цилиндра) должна обеспечивать от-

клонение рулевой поверхности со скоростями, превышающими 100 граду-

сов в секунду.

Одним из перспективных направлений увеличения располагаемого

усилия на штоке рулевых приводов является увеличение давления в линии

нагнетания гидравлических систем. Так, например, рабочее давление гид-

равлической системы на самолете МиГ-29 составляет 210 кгс/см2, на Су-27

- 280 кгс/см2, а на Т-50 - более 300 кгс/см2.

Рациональным представляется применение автономных по гидрав-

лике рулевых приводов (автономных рулевых машин - АРМ). Такие устрой-

ства позволяют резко сократить массу системы управления за счет отсут-

ствия протяженных гидравлических магистралей (трубопроводов), повы-

сить ее боевую живучесть и надежность.

Перспективы развития электрогидравлических рулевых приводов

связаны с использованием принципа объемного регулирования скорости пе-

ремещения исполнительного звена вместо широко применяемого дроссель-

ного. Такие рулевые приводы называются электрогидростатическими.

Электрогидростатические рулевые приводы [2] имеют лучшие по

сравнению с дроссельными регулировочные характеристики (зависимость

скорости движения выходного звена гидродвигателя от нагрузки), больший

коэффициент полезного действия и меньшие энергетические потери. Такие

приводы нашли применение в системах управления самолетов

А-380, F-22, F-35, созданных в рамках развития концепции «Более электри-

ческого самолета» («More Electric Aircraft»).

Недостатками электрогидростатических приводов, тормозящих их

широкое применение на летательных аппаратах, являются значительная

конструктивная сложность, низкая весовая отдача при необходимости

иметь резервированные конструкции большой располагаемой мощности,

трудности в обеспечении эффективного съема тепла и неудовлетворитель-

ные динамические характеристики при малых амплитудах входного сиг-

нала.

Другим перспективным направлением совершенствования рулевых

приводов является реализация концепции «Полностью электрического са-

молета» («All Electric Aircraft»). Эта концепция подразумевает создание и

использование единой централизованной системы электроснабжения, обес-

печивающей все энергетические потребности самолета и, в том числе, элек-

тромеханических рулевых приводов в системе управления. Основное пре-

имущество архитектуры «электрического самолёта» заключается в более

широких возможностях управления вырабатываемой на борту энергией, по-

скольку функционирование электрогенераторов регулируется в точном со-

213

ответствии с потребностями систем, минимизируя при этом затраты на от-

бор от энергосистемы «лишней», не используемой энергии. Другими сло-

вами, отбор энергии на функционирование системы управления рулевыми

поверхностями в каждый момент времени происходит в том объеме, кото-

рый необходим для обеспечения необходимых усилия для преодоления

шарнирных моментов и быстродействия для обеспечения требуемых харак-

теристик устойчивости и управляемости.

Перспективы перехода на «более» и «полностью электрические само-

леты» представляются реализуемыми в связи с рядом достижений в области

науки и техники.

Таким образом, применение чисто электромеханических приводов

для управления рулевыми поверхностями боевых самолетов в настоящее

время преждевременно. Это объясняется, прежде всего, относительно невы-

сокой надежностью механического редуктора привода, преобразующего

вращательное движение вала электродвигателя в поступательное перемеще-

ние выходного звена (штока).

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Верещиков Д.В., Николаев С.В., Разуваев Д.В. Системы управления

летательных аппаратов. Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018. 320 с.

2 Шумилов И.С. Системы управления рулями самолетов. М.: МГТУ

им. Н.Е. Баумана, 2009. 469 с.

УДК 62.50

В.П. ХАРЬКОВ OOO «Экспериментальная мастерская НаукаСофт» (г. Москва.)

КОНСТРУИРОВАНИЕ АЛГОРИТМОВ УПРАВЛЕНИЯ НА

ОСНОВЕ КОНЦЕПЦИИ ОБРАТНЫХ ЗАДАЧ ДИНАМИКИ

Современная интерпретация метода синтеза управления на основе

концепции обратных задач динамики существенно способствовала возрас-

танию интереса к этому подходу. В общем случае можно выделить класси-

ческий и обобщённый подходы к определению управления методом обрат-

ных задач динамики, различающиеся как областями применения, так и са-

мими процедурами синтеза.

214

Классическая постановка задачи. Для решения задачи управления вос-

пользуемся системой с одной степенью свободы, поведение которой в про-

странстве состояний описывается линейным дифференциальным уравне-

нием

0 0, ,x t Ax t bu t x t x (1)

где x t - n -мерный вектор; u t - скалярная управляющая функция; A - из-

вестная матрица системы, записанная в форме Фробениуса.

Построим алгоритм управления, при котором движение системы (1)

из точки 0x t в начало координат осуществляется по траектории

1 2*

1 1 2 ,ntt t

nx t e e e (2)

где , 1,2, ,j j n - постоянные коэффициенты, значения которых определя-

ются начальными условиями; , 1,2,j j - различные известные числа, удо-

влетворяющие условию 0;jR *

1x t - выходная координата системы (1).

Введем вектор *x t , состоящий из n компонент, каждая из которых

определяется как * * * * * *

1 2 2 3 1, , , .n nx x x x x x

С учетом уравнения (2) в векторной форме решение этой системы

имеет вид

0* ,t

x t e (3)

где 0

0, ,t

e - матрицы размерности n n ; - n -мерный вектор.

Управление u t , обеспечивающее выполнение назначенной траекто-

рии движения *x t , определяется в виде

*

1 ,T

u t b x t Ax t

где 1b - вектор, определяемый соответствующими элементами век-

тора b , причем 1

1n nb b

.

С учетом (3) управление u t запишем как

0

1 0 .T t

u t b A e

Вектор , как указывалось выше, определяется из условия того, что

траектория движения начинается в точке 0x , тогда

1

0.x

Следовательно, получим

0 1

1 0 0.T t

u t b A e x

(4)

Обобщённый метод обратных задач динамики. Пусть динамическая

система описывается дифференциальным уравнением вида

, , ,

dx tf x u t

dt

(5)

215

где u - m-мерный вектор управления; x t - n -мерный вектор состояния

системы; f - известная векторозначная функция, непрерывная и диффе-

ренцируемая необходимое число раз по своим аргументам.

Требуется найти управление u t , доставляющее экстремум функцио-

налу

0

, ,

ft

t

I L x u dt (6)

где ,L x u - положительно-полуопределенная функция; 0 , ft t - начальный и ко-

нечный моменты работы системы.

Введём дополнительное условие в виде некоторого соотношения

между компонентами вектора состояния, которые должны выполняться

вдоль траектории движения системы (5), в виде

, 0,ЖF x y (7)

где F - непрерывная m-мерная вектор-функция, дифференцируемая n раз,

Жy t - m- мерный заданный процесс.

Если в начальный момент времени условие (7) не выполняется, то в

силу инерционности объекта управления данное условие заменяется на

условие вида

lim , 0.жt

F x y

(8)

Будем полагать, что закон изменения (8) функции (7) определяется в

виде линейного однородного дифференциального уравнения в общем слу-

чае n -го порядка

1

1 1 1 0 1, , , 0,n n

Ж n Ж ЖF x y F x y F x y

(9)

где , 0,1, , 1j j n - любые положительные числа, обеспечивающие

устойчивость системы (9).

Подставляя (7) в (9) с учётом (5), получаем дифференциальное урав-

нение относительно u t

1

1 2

2 1 1, .

l l

l l

Q Qu u u f x u

xu

Представим векторное уравнение l -порядка в виде системы Коши

размерности m l

ˆ ˆˆ ˆ ˆ ,u t bu t Gz t

216

УДК 612.821

С.Д. ЧИСТОВ, А.А. ЛУКАШ, С.А. АЙВАЗЯН, Н.К. ШКУРКО НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС МО РФ (г. Москва)

ПСИХОФИЗИОЛОГИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ УНИФИКАЦИИ

ОТОБРАЖЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА НА

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ИНДИКАТОРАХ

В связи с повсеместным внедрением электронной индикации на лета-

тельные аппараты (ЛА) военного назначения применяются различные виды форматов пилотажной и навигационной информации на многофункцио-нальных индикаторах (МФИ) и индикаторах на лобовом стекле (ИЛС). Раз-нообразие расположения основных пилотажно-навигационных приборов, а также шкалы, индексы, символы, цветовое оформление элементов индика-ции, имеющих одинаковые значения, различны как на разных типах ЛА, так и на ЛА одного назначения. Более того, в настоящее время имеются случаи одновременного использования ЛА одного типа с разными вариантами фор-мата МФИ в одной и той же авиационной части.

Причиной данного явления является то, что указанные виды форматов пилотажно-навигационной информации разрабатываются в разных кон-структорских бюро без учета общих стандартизованных требований к предъявляемой знакографической информации. Предварительное согласо-вание кадров МФИ, компоновки предупреждающей и аварийной сигнализа-ции с КБ, ГЛИЦ и НИИЦ (АКМ и ВЭ) растянуто по времени. Среди разра-ботчиков систем отображения информации (СОИ) не всегда имеется единое понимание основных руководящих документов и стандартов, в результате чего в строевые части поступают ЛА с недостатками СОИ.

Эксплуатируемые и разрабатываемые СОИ пилотажной, навигацион-ной, аварийной и предупреждающей сигнализации имеют различные виды индикации и существенные отличия при формальном выполнении суще-ствующих ГОСТ. Например, на указателе скорости, есть надпись х10 км/час, цифровые значения счетчика скорости и числа М в рамке, что сни-жает читаемость, взаимное расположение одного под другим, что что за-трудняет своевременный отсчет основного параметра. Предлагаются высо-томеры в футах, а не в метрах, давление в QNH (миллибарах), а не в мм ртутного столба, на авиагоризонтах предлагаются надписи «ТЯНИ», хотя в РЛЭ данные режимы не описаны и т.д.

В ряде случаев размеры экранов индикаторов МФИ на истребителях больше, чем на стратегических самолетах; на самолетах и вертолетах ис-пользуются только монохромные ИЛС; предлагаются надписи на иностран-ных языках; имеются случаи неправильного цветового оформления.

Перечисленные недостатки не могут не повлиять на безопасность по-летов, т.к. отсутствует соблюдение требований стандартов по цветности к

217

символам (стрелок ЗК, ЗПУ, фонов «земля» - «небо» на АГД). Разнообразие вариантов представления информации не позволит правильно обучать кур-сантов летных училищ, летчиков при переходе на другие типы или модер-низируемые ЛА, и неизбежно снижает боевую эффективность современных образцов ЛА.

Указанные недостатки приводят к тому, что на ИЛС и МФИ разные символы силуэта самолета, разные виды индикации пространственного по-ложения на ИЛС, АГД и МФИ, которые являются причиной авиационных происшествий.

Недостатки в организации системы аварийной и предупреждающей сигнализации, а также отсутствие речевой информации и ЦСО при возник-новении сложных видов отказов для опознавания приводит к поломкам до-рогостоящей авиационной техники и снижению уровня доверия летного со-става к ней.

Следует отметить, что как само разнообразие вариантов представле-ния параметров полета, так и некоторые очевидные недостатки отдельных видов форматов МФИ обусловлены недостаточным учетом человеческого фактора в целом и законов протекания психических процессов в ходе про-фессиональной деятельности летчика, в частности. Подобные разработки требуют слаженной работы экспертов в области летного труда, психологов и психофизиологов, с обязательной проверкой результатов на стенде полу-натурного моделирования.

На данном этапе, имеется необходимость выполнения следующих ме-роприятий:

на базе НИИЦ (АКМ и ВЭ, г. Москва) организовать постоянно дей-ствующий семинар разработчиков СОИ для регулярной совместной работы, согласования, поиска оптимальных решений выполнения возникающих за-дач, анализа и систематизации имеющихся разработок;

проанализировать и систематизировать имеющиеся в эксплуатации и разрабатываемые форматы пилотажных и навигационных кадров МФИ, компоновки приборных досок, пультов и органов управления кабин экипа-жей ЛА;

разработка проекта государственного военного стандарта по орга-низации унифицированной СОИ в кабине ЛА военного назначения, на ос-нове выполненных НИР в НИИЦ (АКМ и ВЭ);

совершенствование аварийной и предупреждающей информации на рабочих местах летных экипажей;

единое цветовое кодирование, оцифровка, размеры и вид символов группы основных пилотажно-навигационных индикаторов.

Лабораторно-экспериментальная база НИИЦ (АКМ и ВЭ) позволяет проводить исследования по выработке оптимальных вариантов построения и организации СОИ на рабочих местах членов экипажа для различных видов авиации.

218

УДК 612.821

С.Д. ЧИСТОВ, Ю.А. КУКУШКИН, С.К. СОЛДАТОВ, А.В.

БОГОМОЛОВ, Ю.Ю. КИСЛЯКОВ НИИЦ (АКМ и ВЭ) ЦНИИ ВВС МО РФ (г. Москва)

ПОКАЗАТЕЛИ ОЦЕНКИ ПРОФЕССИОНАЛЬНОЙ

РАБОТОСПОСОБНОСТИ ОПЕРАТОРА В УСЛОВИЯХ

ВОЗДЕЙСТВИЯ НЕБЛАГОПРИЯТНЫХ ФАКТОРОВ

В практике проведения эргономических исследований при изучении

воздействия на организм человека-оператора вредных и опасных факторов

приходится решать задачи оценивания изменения комплексных (интеграль-

ных, агрегативных) показателей, характеризующих его свойства. В значи-

тельном числе случаев эти исследования носят экспериментально-теорети-

ческий характер и проводятся на связанных выборках, которые содержат со-

вокупность значений одинаковых показателей, измеренных в разных усло-

виях у одних и тех же объектов.

Одним из важнейших свойств человека-оператора является его про-

фессиональная работоспособность (ПР) – потенциальная возможность ин-

дивида выполнять целесообразную профессиональную деятельность на за-

данном уровне эффективности в течение определенного времени.

В целях всесторонней характеристики профессиональной работоспо-

собности операторов авиационного профиля целесообразно применять мно-

гоуровневую структуру показателей ее свойств, которую в квалиметрии

называют иерархическим «деревом свойств». Уровень ПР летного состава

проявляется в комплексных (интегральных) показателях, характеризую-

щих:

качество профессиональной деятельности (интегральный показа-

тель качества пилотирования – ИПКП);

структуру управляющих воздействий на ручку управления само-

лета (интегральный показатель структуры управляющих воздействий – ИП-

СУВ);

психофизиологическое состояние (интегральный показатель психо-

физиологического состояния – ИППФС).

Показатель профессиональной работоспособности (ППР) является ин-

тегральным показателем, синтез оценки которого осуществляется по иерар-

хической схеме. Иерархия, используемая для оценивания ПР, состоит из не-

скольких уровней.

Верхним уровнем иерархии являются сам ППР. Он формируется из

интегральных показателей, непосредственно связанных с верхним уровнем

(ИПКП, ИПСУВ, ИППФС), составляющих три основных ветви второго

219

уровня иерархии. Значения показателей этого уровня получаются путем аг-

регации значений показателей нижерасположенного третьего уровня иерар-

хии (совокупность единичных показателей, применяемых для оценивания

ИПКП, ИПСУВ, ИППФС).

Показатели как единичные, так и интегральные, находящиеся на раз-

ных уровнях иерархии, могут иметь различную значимость (важность, весо-

мость). Часто для определения коэффициентов весомости используют экс-

пертные методы, реализация которых достаточно трудоемка. Это связно с

тем, что они требуют проведения процедуры формирования экспертной

группы, включающей определение качественного и количественного со-

става экспертов, исходя из их компетентности, полноты представляемых

ими данных, совпадения результатов экспертизы. Поэтому, когда это воз-

можно, целесообразно применять аналитические методы определения коэф-

фициентов весомости. Эти методы при использовании связанных выборок

должны удовлетворять следующим требованиям:

учитывать вклад каждого показателя, находящегося на различных

уровнях иерархии и используемого для оценивания профессиональной ра-

ботоспособности оператора, в процесс идентификации его принадлежности

к анализируемым выборкам;

учитывать количественные характеристики качества распознавания

принадлежности операторов к разным выборкам.

Всем указанным требованиям соответствуют коэффициенты дискри-

минантных функций (ДФ), полученные в результате применения дискрими-

нантного анализа к стандартизированным данным, зарегистрированным в

связанных выборках.

Изложенная методика оценивания профессиональной работоспособ-

ности была использована в исследованиях по изучению влияния высокоин-

тенсивного авиационного шума на операторов авиационного профиля при

выполнении полетного задания на полунатурном моделирующем ком-

плексе.

При выполнении полетного задания следовало выдерживать заданные

пилотажно-навигационные параметры (единичные показатели ИПКП). В

качестве единичных показателей ИПСУВ использовались структурные эле-

менты траектории перемещения ручки управления, совокупность которых

составляет управляющие воздействия летчика. С целью интегральной

оценки уровня психофизиологического состояния операторов и его дина-

мики был использован диагностический комплекс, состоящий из частоты

сердечных сокращений, частоты дыхательных движений, кожно-гальвани-

ческой реакции.

Проведение классификации операторов по значениям ИПКП, ИП-

СУД, ИППФС показало, что правильное отнесение их к классам на основе

полученных ДФ выполняется в 90% случаев.

220

Таким образом, в результате исследований получена решающая функ-

ция, достоверно разграничивающая обследованных лиц на 2 класса («Фон»

– «Воздействие») с уровнем значимости р<0,00001 и дающая 90% правиль-

ных решений.

УДК 621.396.96

А.В. ШАРАМЕТ, В.В. КОВАЛЕВИЧ УО «ВА РБ» (г. Минск)

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ

НЕПОДВИЖНОГО ИСТОЧНИКА РАДИОИЗЛУЧЕНИЯ В

ОДНОПОЗИЦИОННОЙ БОРТОВОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ

СИСТЕМЕ

Современные боевые летательные аппараты (ЛА) оснащаются борто-

вой радиолокационной системой (БРЛС), которая используется для обнару-

жения и сопровождения воздушных и наземных объектов. Одной из решае-

мых задач БРЛС является обнаружения источников радиоизлучения (ИРИ)

для чего она применяется в пассивном режиме [0, с. 64–85]. В этом режиме

для определения местоположения (МП) ИРИ может быть использован три-

ангуляционный метод. Классический триангуляционный метод дает боль-

шие ошибки определения МП. Движение ЛА дает возможность многократ-

ного пеленгования из нескольких точек пространства, что используется для

повышения точности определения местоположения ИРИ. Поэтому актуаль-

ной является задача оптимального использования многократных измерений

пеленга из различных точек пространства, полученных с помощью БРЛС,

ЛА с которой движется по произвольной траектории. Использование мате-

матического аппарата векторной алгебры помогает избежать допущений и

в то же время получить математически строгие решения.

В докладе рассмотрено в качестве объекта наблюдения неподвижный

наземный ИРИ, в качестве наблюдателя – ЛА с установленной БРЛС, сво-

бодно перемещающийся в пространстве относительно ИРИ. Необходимо

решить задачу оценивания местоположения ИРИ в Декартовой системе ко-

ординат (ДСК) с максимальной (потенциально достижимой) точностью в

среднеквадратичном смысле Измерение пеленгов ИРИ осуществляется из

разнесенных точек в пространстве (несколько пеленгований из одной точки

пространства не производится). Также в докладе рассмотрено два случая

наличия измерений пеленга из двух, а также из трех и более точек простран-

ства.

Таким образом, полученные аналитические выражения по результа-

там многократного пеленгования с использованием вспомогательных ортов

221

позволяют решить задачу определения местоположения источника радио-

излучения в однопозиционных бортовых угломерных радиолокационных

системах независимо от траектории летательного аппарата.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Обоснование технического облика аппаратуры прикрытия объектов

вооружения и военной техники от бортовых радиолокационных станций об-

зора земной поверхности много функциональных самолетов / Лапука О.Г.

[и др.]; Отчет о НИР «Эскорт» Минск, 2016, с.165

222

РАЗДЕЛ 4

УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНИЧЕСКИМ СОСТОЯНИЕМ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ

УДК 582.87

Б.А. АЛПАТОВ, П.В. БАБАЯН, В.В. СТРОТОВ ФГБОУ ВО «Рязанский государственный радиотехнический университет»

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ ОБРАБОТКИ И

АНАЛИЗА ИЗОБРАЖЕНИЙ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ

СИТУАЦИОННОЙ ОСВЕДОМЛЕННОСТИ ПРИ

ПИЛОТИРОВАНИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

В работе предложена структура программно-алгоритмического обес-

печения оптико-электронной системы обнаружения и слежения объектов в

решении задач управления и навигации ЛА

Существенное повышение безопасности полетов малой авиации и

беспилотных летательных аппаратов (ЛА) – одна из важнейших задач со-

вершенствования их бортового комплекса. Один из эффективных методов

ее решения – автоматический мониторинг закабинной обстановки с помо-

щью бортовых оптико-электронных средств с использованием интеллекту-

альных методов обработки информации и подготовки данных для обеспече-

ния пилотирования летательных аппаратов.

С учетом этого в Рязанском государственном радиотехническом уни-

верситете при поддержке Минобрнауки РФ совместно с индустриальным

партнером выполнен научно-исследовательский проект (идентификатор

проекта RFMEFI57414X0056), направленный на создание алгоритмических

и программных решений для системы технического зрения летательных ап-

паратов.

Целью проекта определена разработка технологий обработки и ана-

лиза изображений, обеспечивающих автоматический мониторинг наземных

объектов, визуальных ориентиров и воздушных объектов закабинной обста-

новки пассивными оптико-электронными средствами и решение актуаль-

ных задач повышения информационной осведомленности при пилотирова-

нии ЛА:

– приборного обнаружения и распознавания наземных ориентиров,

наблюдаемых визуально;

– обнаружения, распознавания, оценки положения и параметров дви-

жения воздушных объектов;

223

– выявления и прогнозирования опасных ситуаций, связанных со

сближением ЛА с наземными и другими воздушными объектами.

Основные показатели эффективности в предложенных подходов, по-

лученные в экспериментах (при отношении сигнал/шум 6 и более):

– частота правильного обнаружения наземных объектов и визуальных

ориентиров – 91,2% при частоте ложных тревог 0,07%;

– частота правильного обнаружения воздушных объектов – 97,5% при

частоте ложных тревог 0,06%.

Частота правильной идентификации опасных ситуаций превысила

96% при частоте ложных тревог 0,7%.

Разработанные технологии анализа изображений реализованы в про-

граммном комплексе, позволяющем производить экспериментальную отра-

ботку и исследования с использованием синтезированных и полученных в

натурных условиях видеосюжетов.

УДК 629.7.083

А.А. АСВАРОВ, А.В. ГЕРВАЛЬД ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ОРГАНИЗАЦИЯ ПОИСКА СКЛАДОВ С ЗАПАСАМИ ДЛЯ

ФОРМИРОВАНИЯ ПУТЕЙ ДОСТАВКИ ЗАПАСНЫХ ЧАСТЕЙ В

АВИАЦИОННЫЕ ЧАСТИ

Выполнение стоящих перед авиацией задач зависит от ряда причин,

одной из которой является качественное техническое обеспечение эксплуа-

тации авиационной техники. Техническое обеспечение представляет собой

комплекс операций по поддержанию исправности АТ при технической экс-

плуатации. Эффективность технического обеспечения зависит от своевре-

менности поставок ЗЧ. Существующая система поставок характеризуется

низкой оперативностью решения задач поставок. Для устранения недостат-

ков в организации поставок запасных частей предлагается новая методика

поиска оптимальных вариантов распределения истребованных изделий в

авиационные части. На рисунке 1 представлены основные этапы предлагае-

мой методики.

224

Рисунок 1 – Методика поиска оптимальных вариантов распределения запасных

частей

Представленная методика предполагает использование расширенного

числа складов за счет привлечения складов других ведомств (МЧС, авиация

ВМФ и т.д.) и складов, обслуживающих гражданские воздушные суда.

Условия участия данных организаций и их складов в перспективной системе

поставок ЗЧ для АТ ВВС оговариваются заранее по договорным обязатель-

ствам, в которых указывается возможное количество предоставляемых из-

делий, их цены для ВВС и т.д.

Для обеспечения оптимального решения задачи поиска складов с за-

пасами предлагается формировать выборку складов двумя способами: по-

иск ЗЧ среди складов подчинённости ВВС, поиск ЗЧ среди складов государ-

ственной авиации. В обоих вариантах критерием оптимизации является ми-

нимальное количество данных складов с запасами для снижения размерно-

сти решаемой задачи поиска оптимальных вариантов распределения истре-

бованных ЗЧ. В случае не обнаружения искомой ЗЧ на складе, согласно

предложенной методике решается вопрос о первоочередном ремонте неис-

правного изделия, а также изготовления данного изделия на соответствую-

щих предприятиях промышленности.

225

УДК 582.87

Ю.В. ВИЗИЛЬТЕР ФГУП «ГосНИИАС»

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ЗАДАЧИ АВТОМАТИЧЕСКОГО

ОБНАРУЖЕНИЯ И РАСПОЗНАВАНИЯ ОБЪЕКТОВ

СИСТЕМАМИ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ

В 2011-2014 гг. в области автоматического обнаружения и распозна-

вания объектов средствами технического зрения начали складываться усло-

вия для технологического прорыва, поскольку впервые стали появляться

научные работы в области технического зрения и машинного обучения, в

которых задачи распознавания различных классов и типов достаточно из-

менчивых визуальных образов стали решаться с качеством, равным или пре-

вышающим качество решения таких задач человеком-оператором. Эти ре-

шения были обеспечены использованием математического аппарата глубо-

ких конволюционных нейронных сетей (ГКНС) и соответствующих мето-

дов глубокого машинного обучения.

Рассмотрены основные отличия нового поколения нейросетевых ал-

горитмов от использовавшихся ранее методов и подходов, продемонстриро-

ваны их текущие возможности, предложены пути решения существующих

технологических вопросов по бортовым реализациям, а также вопросы со-

здания банков изображений для обучения.

УДК 582.87

О.В. ВЫГОЛОВ ФГУП «ГосНИИАС»

СЕМАНТИЧЕСКАЯ СЕГМЕНТАЦИЯ ИЗОБРАЖЕНИЙ В

ЗАДАЧАХ УЛУЧШЕННОГО И СИНТЕЗИРОВАННОГО

ВИДЕНИЯ

Улучшенное и синтезированное видение относятся к современным

концепциям повышения ситуационной осведомленности экипажа в слож-

ных условиях видимости с использованием визуальной информации о зака-

бинной обстановке.

Предлагается оригинальный подход к визуализации информации от

датчиков технического зрения системы улучшенного видения в режиме

226

имитации кадра синтезированного видения с использованием глубоких кон-

волюционных нейронных сетей и методов глубокого машинного обучения.

Данная задача рассматривается как задача семантической сегментации

набора классов объектов, представляющих наибольший интерес с точки зре-

ния пилотирования: небо, земля, лес, вода, ВПП, дороги и здания. Результа-

том семантической сегментации является меточное изображение, в котором

области определяют границы объектов и имеют метки, соответствующие

классу объекта.

УДК 629.73

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

ОСОБЕННОСТИ ЖИЗНЕННОГО ЦИКЛА ИЗДЕЛИЙ

ПРИМЕНИТЕЛЬНО К ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННОМУ

ОБЕСПЕЧЕНИЮ ПОЛЕТОВ АВИАЦИИ

Понятие «жизненный цикл изделий» (ЖЦИ) в научно-технической

практике имеет несколько отличающиеся определения. Например, для изде-

лий одного поколения ЖЦИ можно оценить периодом времени от начала их

разработки до перехода на принципиально «новое поколение». При рассмот-

рении современных авиационных комплексов (АК) очевидной тенденцией яв-

ляется возрастающая зависимость создаваемого АК от соответствующих

наземных компонентов. Так, если ранее, при разработке и создании новых са-

молетов, на «переходах» от поколения к поколению, до 4-го включительно,

наземные комплексы изменялись достаточно медленно, то условия эксплуата-

ции АК пятого поколения предъявили существенно возросшие требования к

обеспечивающей инфраструктуре в целом, что говорит и о сложности, и об

актуальности решения проблемы управления ЖЦИ. Учитывая, по названию

статьи, приоритетность процесса инженерно-авиационного обеспечения

(ИАО) полетов как одного из видов обеспечения полетов воздушных судов

(ВС) и представленное утверждение о зависимости наземных компонентов от

поколений «приоритетных изделий», также очевидной будет и конкретизация

отдельных изделий из соответствующего поколения ВС. Однако, при переходе

к конкретному изделию понятие «ЖЦИ», очевидно, должно быть уточнено.

Причин здесь много. Идет практически непрерывная модернизация и даже в

отдельных образцах самолетов одной серии имеют место выполненные дора-

ботки, не говоря уже о более существенных отличиях изделий в «промежуточ-

ных сериях». При этом практически каждое «отличие» накладывает соответ-

ствующие условия и на ИАО. Отсюда и следует зависимость ЖЦИ от ИАО и

других видов обеспечения полетов ВС. По существу, подтверждение данной

227

взаимозависимости вытекает для ВС Государственной авиации и из определе-

ния авиационного боевого комплекса (АБК).

АБК – функционально взаимосвязанная совокупность летательного

аппарата (ЛА) (со всеми комплектующими его системами и изделиями),

технических средств обеспечения и инженерно-строительных сооружений,

объединенных для самостоятельного или совместного с боевыми

комплексами других родов войск выполнения боевых задач. Различают

АБК: истребительный, ударный, разведывательный, военно-транспортный

и т.п. Технические средства обеспечения, включаемые в АБК,

подразделяются на средства наземного обслуживания ЛА, подготовки и

содержания аэродромов, связи и управления и др.

В определении АБК присутствуют и элементы, так называемых,

летательных комплексов (ЛК) (термины ЛА и ЛК широко используются;

многими авторами применительно к задачам обеспечения безопасности

полетов в Гражданской авиации, при этом ЛК – это примерно такая же

структура как АБК, анализируется под понятием «Авиационная транспортная

система»). Учитывая, что в рамках Государственной авиации проблемы

транспортировки грузов и перемещения личного состава, например –

авиадесантных подразделений, решаются в более сложных условиях «работы»

в воздухе, все выводы при решении, можно сказать – частных подпроблем,

будут частными случаями некоторых общих решений. Т.е. проблему ИАО

полетов для АК Государственной, Гражданской и Экспериментальной

авиации можно рассматривать с позиции унификации. Таким образом, здесь

уместно подчеркнуть оправданность системного подхода, а также

целесообразность и оправданность, показанного расширения проблематики

ИАО полетов до уровня всего авиационного комплекса России. По существу,

мы получаем иерархическую обобщенную структуру АК. Даже в случае, когда

полетное задание выполняется одним самолетом, наземные комплексы,

включая систему ИАО и других видов обеспечения полетов, работают

практически все. Поэтому мы предлагаем такую структуру определить как

«Авиационный комплекс первого уровня».

В соответствии со структурой, приведенной на рисунке 1, можно

представить как определяется возможность выполнения соответствующего

полетного задания единичным ЛА, без конкретизации его типа. Именно на

примере этой, обобщенной, структуры удобно проследить всю технологи-

ческую цепочку обслуживания ВС и обеспечения его полета с последую-

щим переходом на обобщенные, авиационные структуры более высоких

уровней, удобные с позиции решения проблемы унификации и автоматиза-

ции процессов обеспечения полетов.

228

Рисунок 1 – Авиационный комплекс первого уровня (авиационная транспортная

система)

УДК 629.73

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

КОНЦЕПЦИЯ ФОРМИРОВАНИЯ РАЗВИВАЮЩИХСЯ

БОЛЬШИХ СЛОЖНЫХ СИСТЕМ

В соответствии с основными положениями технологии системного про-

ектирования при формировании перспективных систем многоцелевого назна-

чения важнейшими условиями достижения многокритериальной эф-фектив-

ности разработок, с нашей точки зрения, являются условия получения оценок

всех этапов жизненного цикла изделий (ЖЦИ) и условия практической апро-

бации критически важных моментов, также – всех этапов теоретических ис-

следований, начиная с научно-организационного замысла.

Обобщенная оценка состояния научной и материальной базы ВУЗов и

промышленных предприятий позволяет утверждать, что на уровне инициатив-

ных исследований возможны и предлагаются оптимизированные по многим

параметрам варианты проработки актуальных проблем, которые, в перспек-

тиве, должны и могут быть выведены на уровень промышленной апробации.

229

Для предварительной проверки правильности обоснования, с учетом возмож-

ностей любого подразделения из состава упомянутых организаций достаточно

сформировать инициативные группы. Ниже представлены приоритетные

направления исследований для авиации, обеспечивающие в последующем ор-

ганизацию НИОКР: третьей, второй, а в последующем и первой категории. К

основным направлениям относятся:

1. Направление оптимизации создания Единой автоматизированной си-

стемы управления жизненным циклом формирования авиационных комплек-

сов (ЕАСУ ЖЦФАК) в мирное и военное время. Концепция.

2. Направление оптимизации формирования подсистем ЕАСУ ЖЦФАК,

отвечающих за управление процессами создания АК. Концепция.

3. Направление оптимизации формирования подсистем ЕАСУ ЖЦФАК,

отвечающих за управление процессами применения авиации на тактическом,

оперативном и стратегическом уровнях. Концепция.

4. Направление оптимизации состава и структуры построения ключевых

элементов ЕАСУ ЖЦФАК в соответствии с компетенциями факультетов ВУ-

Зов или отделов промышленных предприятий. Концепция.

5. Направление оптимизации и унификации состава и структуры постро-

ения ключевых элементов ЕАСУ ЖЦФАК для обеспечения функционирова-

ния ее как подсистемы ЕАСУ ЖЦКРФ. Концепция.

6. Направление оптимизации и унификации состава и структуры постро-

ения ключевых элементов ЕАСУ ЖЦФАК для обеспечения ее функциониро-

вания как подсистемы ЕАСУ авиацией. Концепция.

Основные моменты, отражающие эффективность предлагаемых направ-

лений для указанных организаций, могут быть показаны при наличии заинте-

ресованности и создании минимально необходимых условий на принципах

полной самоокупаемости для реализации Предложений.

Применительно к ВУЗам определяющим является тот факт, что форми-

рование элементов, фрагментов и ЕАСУ в целом в той или иной степени свя-

зано с существующим состоянием и перспективами развития образцов аппа-

ратуры и систем авиационной и обеспечивающей техники, которая изучается

переменным составом, т.е. студентами или курсантами ВУЗов. В этом случае

можно утверждать о наличии эффекта одновременного совершенствования

учебного процесса при выполнении исследований в рамках представленной в

пунктах 1 – 6 проблематики. Это: условия при подготовке к занятиям препо-

давательского состава по конкретным видам занятий, условия оснащения

аудиторий, обеспечения мер безопасности, разработка видов и необходимого

количества наглядных пособий, стендов, оборудования, презентаций, учебно-

научных фильмов и др. вспомогательных материалов. Также при подготовке

ко всем видам занятий по соответствующим дисциплинам (особенно акту-

ально для использования при подготовке к групповым, практическим и лабо-

230

раторным занятиям) упрощается отработка для обучаемых и проблемных во-

просов для научного обоснования и творческого поиска ответов на них, само-

стоятельно или совместно с преподавателями.

Применительно к соответствующим подразделениям отделов промыш-

ленных предприятий и связанных с ними кооперационными связями научно-

исследовательских организаций выполнение указанных разработок позволит

существенно улучшить качество выполняемых заказов.

Привлечение научных сотрудников военных исследовательских органи-

заций к выполнению работ по предложенным направлениям, по замыслу, дает

возможность существенно улучшить условия их работы с Заказывающими

управлениями МО РФ и с представителями промышленности, что, в конечном

итоге, ожидаемо, позволит выйти на качественно новый уровень разработки

перспективных образцов авиационной и обеспечивающей, наземной техники

и эффективно решить упомянутые проблемы оптимизации при формировании

ЕАСУ с возможностью выхода и на зарубежный рынок.

Аналогично действуют предлагаемые методы по любым другим струк-

турным подразделениям учебных, научных или промышленных организаций.

Схема обобщенного варианта «рыночной реализации» продуктов в

части элементов, фрагментов, подсистем и ЕАСУ ЖЦФАК показана на

рисунке 1.

Рисунок 1 – Перспективы освоения рынка РФ по авиационным комплексам и

выхода на мировой рынок. Концепция создания ЕАСУ ЖЦФАК

231

Эффективность предложенных направлений исследований может быть

продемонстрирована уже на первом этапе. Ожидаемый результат достигается

в течение одного года и в части правильности основных принципов экспери-

ментально может быть доказан и на примере одной кафедры, отдела или лю-

бого другого подразделения заинтересованных в создании перспективных

АСУ организаций. Некоторые варианты детализации предлагаемого подхода

показаны в ряде отчетов по НИР и НИОКР, опубликованы, в том числе, в за-

крытой форме. Ожидаемые затраты для первого этапа могут быть вписаны в

формат плановых, выделяемых на совершенствование материальной базы.

УДК: 620.178.5

М.А. КАЛИНИН, А.А. ПАПКО, А.В. ПОСПЕЛОВ АО «НИИФИ» (г. Пенза)

ОПЫТ РАЗРАБОТКИ СИСТЕМ ВИБРОДИАГНОСТИКИ

ИЗДЕЛИЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ И АВИАЦИОННОЙ

ТЕХНИКИ

Большинство средств вибродиагностики как западного, так и отече-

ственного производства имеют узкую специализацию в виде балансировки

роторов и диагностики подшипников и ориентированы, главным образом на

производственную диагностику, отличающуюся наличием жестких алго-

ритмов, исключающих возможность гибкого изменения конфигурации и со-

става измерительных каналов и вычислительных средств с целью решения

задач анализа и управления. При этом создание баз данных диагностических

признаков дефектов в основном базируется на исследовании поведения ме-

ханических узлов на уровне математических моделей второго порядка или

систематизации экспериментальных данных и приводит к сложностям вы-

явления и формирования индивидуальных для каждого узла признаков.

В настоящее время актуально развитие новых направлений импорто-

замещаемой вибродиагностики за счет использования:

- принципов агрегатирования, модульности построения и интеллекту-

ализации всей номенклатуры применяемых датчиков;

- миниатюрных широкополосных высокоточных ICP-вибродатчиков;

- унификации выходных и входных сечений модулей;

- оптимизированной по номенклатуре и методам обработки виброиз-

мерительной информации (ГОСТ 13373-2009);

- перехода к обслуживанию технически сложных объектов по факти-

ческому состоянию.

232

Наряду с этим актуально:

- развитие и внедрение методов имитационного моделирования де-

фектов унифицированных кинематических пар конкретного типа – от под-

шипников, различного вида передач до агрегатов, механизмов и машин;

- совершенствование и создание цифровых баз данных диагностиче-

ских признаков дефектов;

- развитие и внедрение методологии создания экспертных систем, как

специализированного программного обеспечения в направлениях решения

задач прогнозирования с высоким качеством и эффективностью.

Внедрение перечисленных направлений развития позволило АО

«НИИФИ» создать ряд систем вибромониторинга, диагностики и прогнози-

рования на основе датчиков собственного производства и разработки соб-

ственного ПО.

Примером таких систем являются переносная и стационарная си-

стемы контроля и вибродиагностики типа СКиВД.

Для повышения уровня и соответствия разрабатываемой СКиВД луч-

шим мировым тенденциям и технологиям развития систем вибродиагно-

стики в КД на СКиВД введены следующие дополнительные требования:

1. Сформированы базы данных, однозначно определяющих диагно-

стические признаки дефектов подшипников качения и скольжения, шесте-

ренных и ременных передач, дефектов сборки кинематических узлов, де-

фектов, связанных с ослаблением механического крепления;

2. Обоснованы требования к оптимизации структуры измерительного

канала системы в виде измерительного, связующего и вычислительного

компонентов по критериям:

- реализации экспериментального контроля метрологических характе-

ристик канала «сквозным методом» в измерительном компоненте;

- учета разнесенности измерительных компонентов по объекту;

- учета затрудненности и доступности контроля метрологических ха-

рактеристик измерительных компонентов канала и системы в целом;

- обеспечение возможности применения расчетного метода оценки

погрешности измерительного канала и системы;

3. Разработано программное обеспечение по выявлению и идентифи-

кации дефектов по результатам обработки выходных сигналов датчиков в

виде временных реализаций, спектров, кепстров, огибающих, синхронной

фильтрации, БПФ, вейвлет–преобразований и фильтрации Калмана для ло-

кализации неисправных узлов.

В настоящее время проводится имитационное моделирование дефек-

тов конкретных типов кинематических узлов для главных циркуляционых

насосов и турбонасосных станций АЭС.

233

УДК 629.7.05

В.И. КОНОТОП, С.А. БЕВЕРАКИ, Г.И. ЗАХАРЕНКО КВВАУЛ (г. Краснодар)

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СИСТЕМЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ ДЛЯ

КОРРЕКЦИИ ИНС

На современных самолётах для определения местоположения исполь-

зуется навигационная система. Основу навигационной системы составляет

инерциальная навигационная система (ИНС). К достоинствам ИНС отно-

сится использование физических измерений, не зависящих от внешних

условий и не подвергающихся действию организованных помех. Благодаря

таким положительным свойствам как автономность, помехозащищённость,

широкий диапазон измерения навигационных параметров объекта, ИНС яв-

ляется неотъемлемой частью навигационных систем. Главным недостатком

ИНС относится накопление ошибки определения координат со временем её

работы в автономном режиме [1]. В связи с этим для повышения точности

определения координат самолёта идут по двум основным путям: изготовле-

ние прецизионных первичных источников информации и коррекцией по по-

ложению.

Использование дополнительных источников информации позволяет

производить непосредственную коррекцию ИНС. Для повышения точност-

ных характеристик работы ИНС в автономном режиме можно использовать

КЭНС, в которой рабочая информация снимается с участка площади земной

поверхности, анализируется бортовой системой в каждый момент времени

и сопоставляет изображение, хранящиеся в памяти БЦВМ [2].

Структура КЭНС должна содержать в своей основе ИНС, система тех-

нического зрения (СТЗ), формирователь поля рельефа, вычислитель, храни-

лище эталонных карт.

Разработанная СТЗ [3, 4] предназначена для определения местополо-

жения самолёта относительно ВПП, но эффективность её использования до-

вольно низкая, так как продолжительность работы 1-3 % от времени полёта,

а остальное время система бездействует. Для повышения эффективности ис-

пользования СТЗ её необходимо задействовать при полётах по маршруту в

составе КЭНС.

СТЗ в КЭНС будет выступать в виде датчика поля рельефа местности.

В этом случаи построение карты рельефа местности производится с помо-

щью стереоскопического измерения произведённого СТЗ. По полученной

информации строится цифровая стереоскопическая модель местности. Да-

234

лее цифровую стереоскопическую модель местности сравнивают с цифро-

вой моделью данного участка из хранилища эталонных карт. В корреляторе

на основании информации ИНС и СТЗ осуществляется преобразование сиг-

нала в форму удобную для сравнения с эталонной картой. Сравнение изоб-

ражений в корреляторе осуществляется выбором возможных положений са-

молёта на эталонной карте, и для каждого такого положения вычисляет меру

сходства текущего изображения с эталонным, полученным из хранилища

эталонных карт.

Вычисленные ошибки в определении местоположения используются

БЦВМ для коррекции показаний ИНС и для внесения поправки в коорди-

наты самолёта. В качестве меры сходства используется нормированный ко-

эффициент корреляции.

Расширение функционала использования СТЗ на борту самолёта поз-

волит с высокой точность определять его местоположение не только отно-

сительно ВПП на этапе посадки, но и производить коррекцию ИНС при по-

лёте по маршруту, что обеспечит прецизионной информацией систему ав-

томатического управления самолётом. При этом по сравнению с радиотех-

ническими системами у ОЭС массогабаритные характеристики меньше,

стоимость значительно ниже, выше помехозащищённость.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Авиационные приборы и навигационные системы / Под редакцией

О.А. Бабича. М.: ВВИА,, 1981. 648 с.

2 Красовский А.А., Белоглазов И.Н., Чигин Г.П. Теория корреляци-

онно-экстремальных навигационных систем. М.: Наука, 1979. 448 с.

3 Бондаренко Д.В., Конотоп В.И., Захаренко Г.И. Способы функцио-

нирования лазерной измерительной системы на этапе посадки // Инноваци-

онные направления развития в образовании, экономике, технике и техноло-

гиях: Межвузовская научно-практическая конференция. 18-19 мая 2017

года: сборник статей в 2-х частях. Часть 1 Ставрополь: Ставролит, 2017. С.

159-164.

4 Конотоп В.И., Захарин А.В., Ипполитов С.В. Автоматизация по-

садки беспилотных летательных аппаратов с разработкой алгоритма функ-

ционирования системы технического зрения // Сборник статей II Всероссий-

ской НПК «Актуальные вопросы исследований в авионике: теория, обслу-

живание, разработки», ВУНЦ ВВС«ВВА». Воронеж, 2015. С.84-87.

235

629.7.083:004.42

Д.П. КОПИЙ, А.В. ГЕРВАЛЬД ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ И РЕМОНТНАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ

ИНЖЕНЕРНОЙ АВИАЦИОННОЙ СЛУЖБЫ В ВИДЕ

ИНТЕРАКТИВНОГО ЭЛЕКТРОННОГО ТЕХНИЧЕСКОГО

РУКОВОДСТВА

При проведении технического обслуживания в авиационных частях ис-

пользуются различные виды документации ИАС. Одними из основных типов

документации, которыми руководствуется инженерно-технический состав, яв-

ляется эксплуатационная и ремонтная документация.

По своему объему и содержанию она подразделяется на документацию:

‒ авиационной части;

‒ авиационной эскадрильи;

‒ ТЭЧ авиационной части.

Ведется документация в виде журналов, рабочих тетрадей, книг, ведо-

мостей, графиков, таблиц, актов, которые обычно имеют стандартную форму

и поставляются централизованно.

Существующая эксплуатационная и ремонтная документация представ-

ляет собой широкий перечень различных документов в бумажном исполне-

нии. Некоторые наименования подразумевают наличие комплекта книг, объё-

мом до 400-500 страниц некоторых экземпляров. Например, руководство по

технической эксплуатации, альбомы электрических схем. Поиск и обработка

необходимого материала при такой организации представления информации

занимает много времени, что негативно отражается на оперативности выпол-

нения поставленных задач по работе на АТ.

Таким образом, документации в бумажном виде присущи все недо-

статки бумажной документации, а именно:

‒ сложность поиска информации;

‒ низкий уровень наглядности;

‒ сложность обновления (внесения изменений);

‒ требуется много времени на поиск необходимой информации;

‒ сложность, трудоёмкость и высокая стоимость тиражирования.

Поэтому, в современных условиях, все более очевидной становится

необходимость перехода на безбумажные технологии поддержки процессов

эксплуатации и сервисного обслуживания авиационной техники.

Отличительными особенностями интерактивных электронных техниче-

ских руководств (ИЭТР) по сравнению с бумажной документацией можно вы-

делить следующие:

236

‒ наглядное представление технической информации, богатой иллю-

стрированным материалом и медиа-файлами;

‒ оперативный поиск необходимых данных для поиска и устранения

неисправностей, выполнение других работ на АТ;

‒ ускорение усвоения материала и ввода в строй молодых специалистов

для сдачи допусковых зачётов на самостоятельную эксплуатацию;

‒ постоянное поддержание в актуальном состоянии эксплуатационной

документации при внесении изменений. Внесение изменений в документацию

«нажатием одной клавиши».

В настоящее время на отечественном рынке программного обеспечения

для разработки технической документации наибольшее распространение по-

лучила специализированная система Technical Guide Builder (разработчик

АНО «НИЦ CALS-технологий «Прикладная логистика»). Данная система поз-

воляет в полной мере реализовать требования, предъявляемые к технической

документации, как со стороны отечественных, так и со стороны зарубежных

нормативных документов.

Применение интерактивных электронных технических руководств

(ИЭТР) может быть использовано для:

‒ решение комплекса задач, связанных с информационной поддержкой

процессов эксплуатации, обслуживания и ремонта изделия;

‒ обучение персонала правилам эксплуатации и ремонта изделия;

‒ обеспечение справочным материалом об устройстве и принципах ра-

боты изделия;

‒ обеспечение информацией о проведении операций с изделием (необ-

ходимый инструмент и материалы, количество и квалификация персонала);

‒ обмен данными между потребителем и поставщиком.

УДК 629.7

Д.А. КОРСУН1, А.А. САНЬКО2 1УО «Военная академия Республики Беларусь» (РБ, г. Минск) 2УО «Белорусская государственная академия авиации» (РБ, г. Минск)

ДИАГНОСТИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ АППАРАТУРЫ

РЕГУЛИРОВАНИЯ И ЗАЩИТЫ АВИАЦИОННЫХ

ГЕНЕРАТОРОВ НА ОСНОВЕ ЦИФРОВОЙ

ЭЛЕМЕНТНОЙ БАЗЫ

Как показывает статистика, порядка 15-20 % отказов систем авиаци-

онного оборудования (АО) приходится на отказы систем электроснабжения

(СЭС). Не менее 70 % отказов СЭС приходится на блоки регулирования за-

щиты и управления (например, блок БРЗУ-115ВО СЭС самолета МиГ-29).

237

Печатные платы блоков выполнены на элементах радиоэлектроники. Оче-

видно, что причинами отказов блоков являются отказы электрорадиоэле-

ментов (ЭРЭ).

В условия ТЭЧ невозможно оценить исправное состояние блока регу-

лирования защиты и управления (например, БРЗУ-115ВО), так как для его

проверки необходим запуск двигателя.

В результате исследований разработан макет контрольно-проверочной

аппаратуры, функциональная схема которого представлена на рисунке 1.

Рисунок 1 – Функциональная схема макета контрольно-проверочной аппаратуры

контроля технического состояния блока БРЗУ-115ВО

Предлагаемая КПА позволит оценивать техническое состояния БРЗУ-

115ВО без запуска двигателя.

Основным узлом, необходимым для запитки платы управления (мик-

роконтроллер, драйвер управления инвертором) и инвертора является внут-

ренний источник питания. От стабильности работы внутреннего источника

питания зависит точность работы КПА. В качестве внутреннего источника

питания выступает ряд преобразователей напряжения сети питания 220 В. Микроконтроллер в КПА выполняет две функции: управление инвер-

тором через драйвер интегрированного модуля и управление логикой кон-

троля технического состояния блока. В качестве управляющего микро-

контроллера был выбран микроконтроллер Arduino Mega 2560.

Выбор обусловлен широкой распространенностью данных микро-

электронных устройств и наличием в продаже специализированных датчи-

ков, работающих совместно с платой. Кроме того, использование Arduino

Внутренний источ-

ник питания

(преобразователь

входного напряже-

ния)

Микроконтроллер

Инвертор

Драйвер

Интегрированный модуль От внешнего

источника

питания К блоку

БРЗУ

238

обеспечивает возможность увеличения структурного резервирования и со-

вершенствования программного обеспечения. Ножки микроконтроллера

могут программироваться как на вход так и на выход, что позволяет и про-

изводить самоконтроль системы.

В качестве интегрированного модуля возможно использование мик-

росхем компании International Rectifier. Классификационные параметры не-

которых из них представлены в таблице 1 [1].

Таблица 1 – Параметры микросхем компании IR

Тип микросхемы Vces, В I0, А Особенности исполнения микросхемы

IRAMS10UP60B 600 10 Встроенный резистор ОС

IRAMS10UP60A 600 10

IR3101 500 1,6 FredFET, одиночный полумост

IR3103 500 0,75 FredFET, одиночный полумост

IRAMX20UP60A 600 20 Раздельные выводы эмиттеров

IRAMY20UP60В 600 20 Встроенный резистор ОС

IRAMX16UP60A 600 16

IRAMX16UP60B 600 16 Встроенный резистор ОС

IRAM136-0461G 600 3,6 Встроенный сетевой выпрямитель

IRAM136-3023B 150 30

MOSFET-транзисторы, встроенный резистор

ОС

Отказы блоков регулирования защиты и управления довольно часто

приводят к авиационным инцидентам. Техническое состояния блоков без

запуска двигателя ЛА проверить невозможно из-за отсутствия необходи-

мого диагностического обеспечения в ТЭЧ. Для решения этой проблемы в

результате исследований разработана КПА на базе микроконтроллера, ко-

торая позволяет получить ряд преимуществ: обеспечение возможности про-

верки технического состояния блоков регулирования защиты и управления

бортовых СЭС без запуска двигателя; значительное снижение экономиче-

ских и трудовых затрат на техническое обслуживание бортовых СЭС.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Петропавловский Ю. Современная элементная база для привода

электродвигателей фирмы International Rectifier // Силовая электроника.

2011. № 4. С. 29 – 39.

239

УДК 681.5.017

В.В. КОСЬЯНЧУК, Е.Ю. ЗЫБИН, Ю.В. БОНДАРЕНКО,

А.Ю. ЧЕКИН ФГУП «ГосНИИАС» (г. Москва)

НЕПАРАМЕТРИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ КОНТРОЛЯ И

ДИАГНОСТИРОВАНИЯ ОТКАЗОВ ДАТЧИКОВ ПАРАМЕТРОВ

ПОЛЕТА ВОЗДУШНОГО СУДНА

Пусть дискретная математическая модель воздушного судна (ВС) с работоспособными датчиками представлена в виде «вход-состояние-вы-ход»:

i i ix Ax Bu , (1)

i iy Cx , (2)

где A, B, C – матрицы параметров собственной динамики, эффективности

управления и измерений; x, u, y – векторы состояний, управлений и измере-

ний; i – дискретное время. Предположим, что наблюдение за ВС ведется на протяжении некото-

рого времени h. Тогда модель (1) можно записать в следующем блочно-мат-ричном виде

1: 1 : 1 : 1i i h i h i i h i h i i h i hX x A X x B U u , (3)

: 1 : 1i i h i h i i h i hCY y X x , (4)

где 1: 21 ...i i h i i i hX x x x , 1 1: 1 ...i i i hi i h xX x x ,

: 1 1 1...i i h i i i hU u u u , : 1 1 1...i i h i i i hy y yY .

При отсутствии линейно зависимых столбцов в матрице измерений

( 0RC ) и выполнении условия разрешимости уравнения

: 1 0i i i

L

h hY yC (5)

матрица состояний может быть в единственном виде определена по фор-

муле

: 1 : 1i i h i

L

h i i h i hCX x Y y , (6)

где LC ,

RC – левые и правые делители нуля ( 0LC C , 0RCC ), LC – ле-

вый делитель единицы (LC C I ).

После подстановки выражения 6 в 1

240

1: 1 1: 1 : 1 : 1i i h i h i i h i h i i h i

L L

h i i h i hC AC BX x Y y Y y U u (7)

и группировки с условием

: 11: 1

: 10 0

i i h i hi i h i h

i i h i h

L L

L

C AC B Y yY y

U uC

, (8)

можно записать эквивалентную 1–2 модель ВС в виде «вход-выход»:

: 1 : 11: 1

: 1 1

1

:0 0

i i h i h i i h i hi i h i h

i i h i h i i

L L

L

i h

R

h

L LY y Y yY y

U u U u

C AC BC AC B

C

.

Представим полученное выражение в виде уравнения идентификации параметров модели ВС

: 11: 1

: 1

i i h i hi i h i

RL L

h

i i h i h

Y yY y

U uC AC B

, (9)

условие разрешимости которого имеет вид

: 1

1: 1

: 1

0i i h i hi i h i h

i i h

R

i h

Y yY y

U u

. (10)

Пусть h – минимальное количество наблюдений, при которых правый делитель нуля максимального полного ранга имеет вид нормированного век-тор-столбца:

: 1 : 1 : 1

: 1 : 1 : 11

0i i h i h i i h i h i i h i h i h

i i h i h i i h i h i i h

R

i h

Y y Y y Y y r

U u U u U u

, (11)

тогда всегда можно записать эквивалентное условие

1: 1 01i h

i i h i h

rY y

, (12)

из которого можно определить прогнозируемый вектор измерений по фор-муле

1 1:i h i i h i hy Y r . (13)

При возникновении отказов датчиков, например, в момент времени i+h+1 вектор измерений с неработоспособными датчиками описывается вы-ражением

1 1ˆ

i h i hy Fy , (14)

241

где diag 1 yF f f k f n – матрица отказов датчиков,

(*) 1f – для работоспособных датчиков, 0 (*) 1f – для отказавших дат-

чиков, yn – количество датчиков.

Тогда для обнаружения и локализации отказов датчиков можно ис-пользовать разность реальных и прогнозируемых измерений

1 1 1ˆ

i h i h i hy y y , (5)

а количественные характеристики отказов определять из с учетом (5) для каждого датчика отдельно по формуле

1

1 1ˆ ( ) ( )i h i hf k y k y k

(6)

при 1

1( ) 0i hy k

.

Таким образом, путем последовательного применения выражений, (5) и (6), можно решать задачи контроля и диагностирования технического со-стояния датчиков параметров полета ВС без использования априорной ин-формации о параметрах математической модели динамики полета ВС только на основе анализа входных и выходных сигналов его системы управ-ления. Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаменталь-ных исследований (17-08-01445а, 18-08-00453а).

УДК 681.5.017

И.И. КУКОБА

МГТУ ГА (г. Москва)

МОНИТОРИНГ ОТКАЗОВ СИСТЕМ ЦИФРОВОГО

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ НА

НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Современный этап развития пилотажно-навигационного оборудова-

ния (ПНО) воздушных судов (ВС) характеризуется ростом требований к его

тактико-техническим и эксплуатационно-техническим характеристикам.

Достигаемая путем многократного резервирования высокая общая надеж-

ность сопровождается снижением эксплуатационной надежности и, как

следствие, ростом эксплуатационных затрат. Поэтому формирование и со-

вершенствование систем технической эксплуатации (ТЭ) ПНО и повыше-

ние на этой основе эффективности процессов TЭ ВС становится все более

актуальной научной и практической проблемой.

242

Система ТЭ ПНО воздушных судов неоднократно рассматривалась

как объект исследования: анализировалась структура систем и процессов

TЭ, особенности системы ТЭ цифрового ПНО, особенности применения ма-

тематического моделирования для оптимизации процессов и синтеза систем

TЭ. Также анализировались процессы ТЭ: свойства ординарности, после-

действия, стационарности и распределения интервалов времени в потоках

отказов и неисправностей, восстановлений и обслуживаний ПНО.

Цифровое ПНО, установленное на воздушных судах нового поколе-

ния, за счёт своих конструктивных и технологических особенностей, а

также новых особенностей средств ТЭ, дало нам не только новые преиму-

щества, но и негативные стороны и нюансы, которые необходимо учитывать

в организации процессов ТЭ. [1]

За несколько лет опыта эксплуатации самолетов нового поколения по

статистике чаще всего наблюдались следующие неисправности и отказы

ПНО: неисправность блока преобразования вычислений комплексной ин-

формационной системы сигнализации; сбои работы системы бесплатфор-

менной курса и вертикали в полёте; плохое качество изображения на мно-

гофункциональных индикаторах (МФИ) отображения информации из-за

некачественного МФИ как компонента системы; неисправность МФИ как

следствие отказа блока дисплейного процессора; отказ защитного бортового

накопителя из-за попадания влаги в разъём, скачков напряжения или кон-

структивно-производственного недостатка; отказ вычислителя системы воз-

душных сигналов из-за перепадов температуры внешней среды в разное

время года или при перелёте в другие климатические зоны.

Так же наблюдались сбои электроники от скачков напряжения в сред-

ствах наземного обслуживания (АПА-5Д), отказы электроники от сильных

вибраций: у транспортных самолётов после попадания в зону высокой тур-

булентности, а у боевых авиационных комплексов после применения артил-

лерийского вооружения. В исключительных случаях как причина отказа ра-

боты ПНО были не герметичность некоторых отсеков или их недостаточное

кондиционирование.

Как следствие мы видим, что на начальном этапе эксплуатации циф-

ровое ПНО всё-таки осталось уязвимым от таких объективных факторов как

температура и повышенная влажность, механических перегрузок как удары

и вибрации, а также субъективных факторов, обусловленных действиями

человека на различных стадиях ТЭ.[2]

Отдельно хотелось бы отметить проблемный вопрос с обновлением

программного обеспечения и поставкой комплектующих иностранного

производства, которые на начальных этапах зарекомендовали себя как не

очень надёжные элементы, что приводит нас к актуальной на сегодняшний

день проблеме импортозамещения.

243

Учитывая всё вышеперечисленное, можно сказать, что на первых эта-

пах эксплуатации часто встречающиеся отказы обозначены, и утверждать,

что цифровое ПНО обладает существенными особенностями, которые необ-

ходимо учитывать при формировании системы ТЭ, синтезе и оптимизации

процессов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Основы теории технической эксплуатации пилотажно-навига-

ционного оборудования: монография / В.Г. Воробьев, В.П. Зыль, С.В. Куз-

нецов / Издательство “Транспорт” / 1999, 335 стр.

2 Основы технической эксплуатации авиационных электроси-

стем и пилотажно-навигационных комплексов: учебное пособие / В.Д. Кон-

стантинов, Л.О. Марасанов / М.: МГТУ ГА, 2017. 52 стр.

УДК 621.382.049.77

А.В. ЛЕНЬШИН1, А.А. ЗЕЗЮЛИН1, В.В. ЛЕБЕДЕВ2 1ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 2Филиал ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Сызрань)

ОСОБЕННОСТИ ИМПОРТОЗАМЕЩЕНИЯ ЭЛЕКТРОННОЙ

КОМПОНЕНТНОЙ БАЗЫ В СПЕЦИАЛЬНОЙ ТЕХНИКЕ

Базовым элементом реализации государственной программы РФ «Раз-

витие электронной и радиоэлектронной промышленности на 2013-2025 годы» является решение проблемы импортозамещения (ИЗ). Согласно по-становлению Правительства РФ от 15 апреля 2014 г. № 329 подготовлены паспорт государственной программы и «дорожная карта» «Содействие им-портозамещению в промышленности» для снижения зависимости отече-ственной промышленности от импорта в период с 2015 по 2025 годы. По-ставлены задачи: увеличение выручки в радиоэлектронной промышленно-сти до 2600 млрд. рублей к 2025 году; увеличение доли российских радио-электронных изделий на внутреннем рынке до 30 % к 2020 году и до 35 % к 2025 году; увеличение объема экспорта радиоэлектронной продукции к 2025 году более чем в 3,5 раза по отношению к 2014 году; рост выработки в радиоэлектронной промышленности с 1696,3 тыс. руб. в 2014 году до 7500 тыс. руб. к 2025 году.

Достижение данных результатов предполагается посредством норма-тивно-правового регулирования без бюджетного дотирования. При этом ис-пользование изделий импортной радиоэлектроники может осуществляться при следующих условиях: 1) отсутствие аналогичной отечественной радио-

244

электронной базы; 2) обеспечение информационной безопасности, соответ-ствие параметров импортной радиоэлектронной базы требованиям, предъ-являемым к аппаратуре; 3) обеспечение технологической независимости, в т.ч. за счет закупки страховых запасов.

Выделяемые на новые разработки ресурсы (финансовые, временные, материальные), как правило, ограничены. В настоящее время перед россий-скими производителями стоит актуальная задача замещения электронной компонентной базы (ЭКБ) импортного производства. Одним из решений ак-туальной задачи ИЗ являются базовые матричные кристаллы (БМК), кото-рые подразделяются на цифровые и аналого-цифровые (АЦБМК) [1].

Предварительный анализ перечня используемых импортных микро-схем показал, что в 40 % случаев для их замены можно применять БМК (ри-сунок 1). По ряду позиций есть готовые решения в виде «зашивок», в осталь-ных случаях необходимо разрабатывать новые «зашивки» или дорабатывать существующие БМК. Емкость цифровой части современных АЦБМК со-ставляет порядка 100 тыс. цифровых вентилей, емкость цифровых БМК – до 10 млн. вентилей. Это соответствует, например, ПЛИС XCV200 и Virtex 6 фирмы Xilinx.

Время и затраты на разработку и производство одной полузаказной микросхемы существенно ниже, чем при использовании альтернативных ре-шений: заказной микросхемы без CФ-блоков и микросхемы, выполненной на основе СФ-блоков (рисунок 2). На одной полупроводниковой пластине могут располагаться до 10 различных проектов «зашивок».

Рисунок 1 – Замещение импортных мик-росхем схемами БМК и АЦБМК

Рисунок 2 – Сравнение времени и затрат

на производство микросхем

Сроки реализации проектов на основе БМК или АЦБМК составляют

от трех месяцев для несложных изделий до шести-девяти месяцев – для сложных схем, требующих нескольких итераций отладки. Несмотря на оче-видный прогресс отечественной электронной промышленности, ИЗ идет медленными темпами в силу ряда объективных и субъективных причин:

1) наличие у разработчиков аппаратуры большого задела на базе им-портной ЭКБ (ЭКБ ИП), что гарантирует скорость разработки и качество выпускаемых изделий;

245

2) ограниченность отечественной ЭКБ (ЭКБ ОП) по номенклатуре, техническим характеристикам, а также большие сроки ее изготовления [2].

Необходимо изменить практику, при которой разработчик аппара-туры исходя из собственного опыта определяет тип используемой ЭКБ. Ограничения в поставках высокотехнологичной продукции со стороны лю-бых зарубежных стран будут всегда вне зависимости от внешнеполитиче-ской конъюнктуры, так как любая страна будет требовать за передовые тех-нологии очень высокую цену – достаточно часто неприемлемую и несораз-мерную.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Алексеев В.В., Телец В.А., Эннс В.И., Эннс В.В. Импортозамещение

ЭКБ: базовые матричные кристаллы // Электроника: наука, технология, биз-нес. 2016. № 2. С. 107–111.

2 Эннс В.В. Гибкие решения проблем импортозамещения ЭКБ для специальной техники // Электроника: наука, технология, бизнес. 2018. № 3. С. 128–131.

УДК 681.518.5

А.И. ЛОСКУТОВ, В.А. КЛЫКОВ, Д.Б. СЕМЕНЮК,

А.И. РЫЛЬКОВ ВКА им. А.Ф. Можайского (г. Санкт-Петербург)

ПОДХОД К ТЕХНИЧЕСКОМУ ДИАГНОСТИРОВАНИЮ

АВИАЦИОННОГО БОРТОВОГО РАДИОЭЛЕКТРОННОГО

ОБОРУДОВАНИЯ ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ИСПЫТАНИЙ НА

ОСНОВЕ ПОЛИМОДЕЛЬНОГО ПОДХОДА С ИЕРАРХИЧЕСКИМ

ПРИНЦИПОМ

В процессе испытаний перспективных комплексов вооружения, воен-

ной и специальной техники проводятся натурные эксперименты, по резуль-

татам которых оцениваются тактико-технические характеристики (ТТХ) ис-

пытываемых образцов. В общем случае процесс испытания ВВСТ нераз-

рывно связан с процессом технического диагностирования, результатом ко-

торого является контроль технического состояния, поиск места и причины

неисправности, а также прогноз технического состояния [1]. В свою оче-

редь, на практике может возникнуть ситуация, связанная с неопределенно-

стью в результате невозможности точного определения места и причины не-

исправности, при возникновении нештатной ситуации. В конечном итоге,

это приводит к необходимости проведения дополнительных экспериментов.

246

Однако на практике возможности проведения большого количества натур-

ных экспериментов в процессе испытаний перспективных комплексов

ВВСТ существенно ограничены. Это связано с тем, что для натурных испы-

таний сложных образцов вооружения необходимы большие затраты вре-

мени и материальных ресурсов.

Выходом из сложившейся ситуации является применение опытно-

теоретического метода испытаний перспективных комплексов ВВСТ [2]. В

основе реализации опытно-теоретического метода положены принципы ма-

тематического моделирования, заключающиеся в формализации процессов

функционирования разрабатываемых систем или отдельных их частей и

элементов, с учетом внешних факторов, воздействующих на испытываемую

систему.

В свою очередь пригодность математической модели определяется

требованиями, которые зависят от той цели, ради которой строится данная

модель, вследствие того, что задача синтеза модели является не самостоя-

тельной, а подчиненной конкретным целям, определяемым системой, в ко-

торой будет использована построенная модель. Применительно к испыта-

ниям рассматриваемой системой является испытательный комплекс.

Как было отмечено ранее, на практике может возникнуть ситуация,

связанная с неопределенностью в результате невозможности точного опре-

деления места и причины неисправности, при возникновении нештатной си-

туации. Это, прежде всего, обусловлено наличием уязвимых для диагности-

рования мест в общей структуре испытываемого комплекса вследствие ин-

тегрирования в него перспективного авиационного радиоэлектронного обо-

рудования без учета корректировки показателя полноты контроля.

С точки зрения математического моделирования данный факт, при ре-

ализации опытно-теоретического метода испытаний, приводит к необходи-

мости формализации процесса функционирования разрабатываемого авиа-

ционного бортового радиоэлектронного оборудования с целью решения за-

дачи технического диагностирования с учетом процессов функционирова-

ния сопряженной с ним бортовой радиоэлектронной аппаратуры (БРЭА)

перспективных комплексов ВВСТ. Необходимо отметить, что различие

уровня абстракции при формализации процесса функционирования между

одной бортовой аппаратурой и совокупностью нескольких БА может подра-

зумевать применение различных математических инструментов. Однако это

влечет за собой учет функций привязки при переходе от одного математи-

ческого аппарата к другому [3]. На рисунке 1 приведена обобщенная схема

полимодельного подхода к описанию процесса совместного функциониро-

вания авиационного бортового радиоэлектронного оборудования (АБРО) и

сопряженной БРЭА с целью решения задачи технического диагностирова-

ния.

247

Сопряженная

бортовая

радиоэлектронная

аппаратура

Авиационное

бортовое

радиоэлектронное

оборудование

Математический

аппарат

сетей Петри

Конечно-

автоматная

модель АБРО

Конечно-

автоматная

модель

сопряженной

БРЭА

Математический

аппарат

конечных

автоматов

Модель совместного

функционирования

АБРО и сопряженной

БРЭА построенной на

сетях Петри

Диагностирование

технического

состояния

БРЭА-АБРО

Способ контроля

технического

состояния

БРЭА-АБРО

Контроль

технического

состояния

БРЭА-АБРО

Способ

диагностирования

технического

состояния БРЭА-АБРО

Прогноз

технического

состояния

БРЭА-АБРО

Рисунок 1 – Обобщенная схема полимодельного подхода совместного функцио-

нирования АБРО и сопряженной БРЭА

В качестве формализации процесса функционирования АБРО и со-

пряженной БРЭА предлагается использовать математический аппарат ко-

нечных автоматов [4]. В свою очередь синтез модели совместного функци-

онирования АБРО и сопряженной БРЭА может быть осуществлен на основе

математического аппарата сетей Петри [5], как наиболее приемлемого ин-

струмента для наглядного представления множества внутренних состояний

и условий их изменения (функций перехода) при описании параллельных

систем.

Как видно из рисунка 1 математическая модель совместного функци-

онирования авиационного бортового радиоэлектронного оборудования и

сопряженной бортовой радиоэлектронной аппаратурой, построенная в рам-

ках математического аппарата сетей Петри, будет иерархически старшей

для математических моделей, формализующих процесс функционирования

АБРО и сопряженной БРЭА, синтезированных в рамках математического

аппарата конечных автоматов.

Таким образом, представленный в работе подход к формализации сов-

местного функционирования АБРО и сопряженной БРЭА, при проведении

испытаний перспективных комплексов ВВСТ позволяет определить уязви-

мые для диагностирования места благодаря учету процессов функциониро-

вания смежной аппаратуры в математической структуре АБРО-БРЭА на ос-

нове полимодельного подхода с иерархическим принципом. Применение

соответствующего подхода повысит показатель контроля технического со-

стояния до возможности выявления отказов в комплексе ВВСТ при выбран-

ном методе контроля, с учетом интегрирования в него авиационного борто-

вого радиоэлектронного оборудования .

248

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. ГОСТ 20911-89. Техническая диагностика. Термины и определения.

[Текст]. Введ. 1991-01-01. М.: Изд-во стандартов, 1990. IV, 12 с.:ил.; 29 см.

2. Найденов В.Г., Крупский К.А., Бочкарев А.В. Методический подход

к оценке потребного количества натурных экспериментов при проведении ис-

пытаний сложных образцов вооружения, военной и специальной техники. //

Вооржение и экономика. 2015, №1. С.4-11.

3. Максимов А. Один подход к построению конечно-автоматной управ-

ляющей сети. /А.А. Максимов. // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия

«Приборостроение». 2012, №1. С.14-28.

4. Лоскутов А. Основы испытаний бортовых радиоэлектронных систем

/ А.И. Лоскутов, Г.И. Козырев СПб.: ВКА им А.Ф. Можайского, 2013. 158 с.

5. Котов В. Сети Петри. / В.Е. Котов. И.: Наука. Главная редакция фи-

зико-математической литературы, 1984. 164 с.

УДК 681.518.5

А.И. ЛОСКУТОВ, Д.Б. СЕМЕНЮК, А.В. СТОЛЯРОВ ВКА им. А.Ф. Можайского (г. Санкт-Петербург)

ДЕСТРУКТИВНОЕ ВЛИЯНИЕ НЕДОРАБОТОК

В ДИАГНОСТИЧЕСКОМ ОБЕСПЕЧЕНИИ АВИАЦИОННОГО

БОРТОВОГО РАДИОЭЛЕКТРОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ

НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРОВЕДЕНИЯ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

В СТРУКТУРЕ ИНФОРМАЦИОННО-ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКОГО

ОБЕСПЕЧЕНИЯ

В последние годы по ряду различных причин внешнеполитическая

обстановка значительно ухудшилась. На Российскую Федерацию

оказывается огромное экономическое и политическое давление. Кроме того,

потенциальные противники наращивают свой военный потенциал около

внешних границ Российской Федерации. В условиях внешнего давления

высшим военно-политическим руководством страны принят курс

на переворужение Вооруженных Сил, позволяющий сохранить военный

паритет государства и обеспечить его национальную безопасность.

Верховный главнокомандующий Вооруженных Сил Российской Федерации

в своем докладе Федеральному собранию обозначил перспективные

комплексы вооружения, государственные летные испытания (ЛИ) которых

пройдут в ближайшее время и они будут приняты на вооружение [1-2].

249

Одной из особенностей проведения ЛИ является передача большого

объема телеметрической информации, необходимой для приема комплекса

вооружения, военной и специальной техники (ВВСТ) к штатной

эксплуатации. Данный факт обусловлен тем, что именно по результатам

анализа телеметрической информации подтверждаются заданные тактико-

технические характеристики (ТТХ). Однако опыт проведения летных

испытаний перспективного авиационного бортового радиоэлектронного

оборудования (АБРО) позолил вскрыть ряд проблем в результате

несовершенства диагностического обеспечения, что в конечном итоге

приводит к снижению эффективности проведения самих испытаний.

В общем случае, опираясь на основы системного анализа, эффектив-

ность проведения испытаний авиационного бортового радиоэлектронного

оборудования перспективных комплексов ВВСТ характеризуется ресурсо-

емкостью W, оперативностью T и результативностью R и представляет со-

бой сложную функциональную зависимость:

( , , ).f W T R (1)

Применительно к рассматриваемому процессу ресурсоемкость W

определяется количеством средств и материальных и финансовых ресурсов,

требуемых не только на разработку и изготовление авиационного бортового

радиоэлектронного оборудования и вспомогательных обслуживающих си-

стем, и комплексов, но и на модернизацию, обслуживание и применение си-

стемы информационно-телеметрического обеспечения ЛИ данных изделий.

Естественно, что проведение повторных ЛИ в связи с возникновением не-

штатных ситуаций при регистрации телеметрической информации в рамках

проведения летных испытаний АБРО ведет к значительному увеличению

ресурсоемкости.

Показатель оперативности T характеризуется расходом операцион-

ного времени, необходимого для достижения цели операции. При проведе-

нии ЛИ комплекса ВВСТ результативность оценивается суммарным расхо-

дом времени необходимым на выполнение всех задач, в том числе и време-

нем, затрачиваемым на подтверждение заданных тактико-технических ха-

рактеристик перспективного комплекса ВВСТ с установленным АБРО.

Необходимость повторного проведения испытаний, в связи с неподтвержде-

нием ряда характеристик снижает оперативность достижения цели заданной

операции.

Результативность характеризуется качеством решения целевой задачи

процесса ЛИ, направленной на достоверное подтверждение всех заданных

ТТХ испытываемого комплекса ВВСТ вместе с АБРО. Результативность яв-

ляется комплексным показателем и может подвергаться разложению на

большое множество составляющих. При этом, как правило, составляющие

250

результативности делятся на целевые и обеспечивающие [3], которые

имеют различное функциональное влияние на общую результативность. В

данном случае к целевым характеристикам наиболее вероятным является

отнесение достоверности подтверждения характеристик (достоверность ди-

агностирования D), а к обеспечивающим – полнота телеметрического кон-

троля . При этом как целевая, так и обеспечивающая характеристика также

зависят еще от ряда показателей. Следовательно, в общем виде результатив-

ность проведения ЛИ перспективных комплексов ВВСТ вместе с АБРО в

структуре информационно-телеметрического обеспечения может быть

представлена как:

( ( , ) ),jR f R D (2)

где jR – целевые и обеспечивающие составляющие результативности;

Δ – накладываемые ограничения.

Таким образом, исходя из проведенного анализа нештатных ситуаций,

возникших в рамках проведения ЛИ перспективных комплексов ВВСТ с

установленным авиационным бортовым радиоэлектронным оборудованием

и системного анализа выполнения операций данных испытаний следует, что

одной из основных военно-технических проблем существующих летных ис-

пытаний является недостаточная глубина диагностирования как отдельно

АБРО, так и подсистемы, рассматривающей совместное функционирование

всей бортовой аппаратуры в комплексе.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Послание Президента Российской Федерации Путина В.В. Феде-

ральному собранию Российской Федерации 01.03.2018 года / Электронный

ресурс. Режим доступа: https://ria.ru/politics/20180301/1515501294.html.

Дата обращения: 01.09.2018.

2 Интервью Путина В.В. каналу NBS от 10 марта 2018 года / Электрон-

ный ресурс. Режим доступа: http://www.kremlin.ru/events/president/news/57027.

(Дата обращения: 01.09.2018.)

3 Петухов Г. Методологические основы внешнего проектирования це-

ленаправленных процессов и целеустремленных систем. / Г.Б. Петухов,

В.И. Якунин. М.: АСТ, 2006. 504 с.

251

УДК 629.735.083

А.А. ЛЮБОВЕЦ, Л.Н. ЧУВЫЧКИН, И. А. ПОРОХНЯ ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

ПРЕДЛОЖЕНИЯ ПО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЮ КОНТРОЛЯ И

ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТОВ-

ИСТРЕБИТЕЛЕЙ

В современных условиях развития авиации имеются существенные

предпосылки перехода от стратегии технического обслуживания по нара-

ботке к техническому обслуживанию по состоянию. Это позволит снизить

стоимость технического обслуживания, повысить безопасность полетов за

счет максимально возможного сокращения отказов в полете и, самое глав-

ное, обеспечить заданный уровень боеготовности и ритмичности полетов за

счет оптимизации материально-технического снабжения эксплуатирующих

частей. Для такого перехода необходимо соответствующее организацион-

ное, методическое и техническое обеспечение.

Основными целями обеспечения эксплуатации воздушных судов (ВС)

по техническому состоянию являются:

- снижение стоимости технического обслуживания (ТО) за счет сни-

жения объема и оптимизации планирования профилактических, регулиро-

вочных и ремонтно-восстановительных работ;

- повышение безопасности полетов за счет максимально возможного

сокращения отказов в полете;

- обеспечение заданного уровня боеготовности и ритмичности поле-

тов за счет оптимизации материально-технического снабжения эксплуати-

рующих частей.

Предотказное состояние объекта характеризуется:

- тенденцией выхода значений контролируемых параметров (показа-

телей) технического состояния за пределы установленных эксплуатацион-

ной документацией допусков;

- достижением значений параметров выработки ресурса установлен-

ных норм;

- допустимым числом контролируемых отказов элементов, составля-

ющих внутренний резерв работоспособности (при наличии резервирова-

ния).

Для такого перехода необходимо соответствующее организационное,

методическое и техническое обеспечение.

252

Одной из наиболее важных составляющих технического обеспечения

является система средств эксплуатационного контроля, позволяющая не

только оценивать текущее состояние авиационной техники (АТ), но прогно-

зировать его изменения на краткосрочный и долгосрочный период эксплуа-

тации. Внедрение таких средств позволит значительно снизить стоимость

эксплуатации и повысить безопасность полетов.

Контроль технического состояния АТ должен обеспечиваться непре-

рывно при всех видах технического обслуживания на основе комплексной

обработки диагностической информации, поступающей от информационно-

диагностирующей системы (ИДС) самолета.

В состав ИДС самолета входят средства оперативного контроля, поз-

воляющие осуществлять контроль функционирования ВС в целом и сред-

ства полного контроля, обеспечивающие диагностирование и прогнозиро-

вание технического состояния отдельных систем ВС. Состав и структура

ИДС самолета для конкретных типов ВС определяется с учетом развитости

их информационно-измерительной системы, а также особенностей летной и

технической эксплуатации.

Структура ИДС самолета должна позволять максимально унифициро-

вать и стандартизировать как технические средства (включая их программ-

ное и информационное обеспечение), так и процедуры контроля и принятия

решений. Обмен информацией между составными частями ИДС осуществ-

ляется с помощью современных средств телекоммуникации (модемы, ради-

омодемы, средства локальных вычислительных сетей, внешние электрон-

ные накопители и т.д.).

Технические средства сбора и обработки диагностической информа-

ции в составе ИДС самолета должны обеспечивать:

- сбор информации о функционировании объекта контроля на протя-

жении всего срока и всех этапов его эксплуатации;

- выявление фактов нарушения работоспособности систем и оборудо-

вания ВС;

- локализацию неисправных сменных агрегатов, модулей, блоков с

определением необходимых ремонтных и регулировочных работ;

- прогнозирование изменений показателей технического состояния

ВС c определением объема и сроков профилактических работ;

- контроль выработки ресурса ВС с учетом реальных нагрузок на эле-

менты планера и силовой установки;

- контроль выполнения профилактических, восстановительных, ре-

монтных и других целевых работ, а также облетов ВС и периодических

опробований силовой установки;

253

- подготовку статистических данных о техническом состоянии парка

ВС для планирования работ по техническому обслуживанию.

Контроль технического состояния ВС должен осуществляться:

- при поступлении ВС с завода в эксплуатацию;

- при подготовках ВС к полетам;

- непосредственно в полете;

- в процессе выполнения ремонтных, периодических, регламентных,

регулировочных работ, облетов, а также целевых проверок и опробований;

- при выявлении и устранении отказов и неисправностей;

- при планировании работ по техническому обслуживанию ВС на ос-

нове оценивания выработки ресурса парка ВС и анализа тенденций измене-

ния его технического состояния.

Обработка информации о техническом состоянии ВС осуществляется

преимущественно в процессе функционирования контролируемых систем.

Результаты обработки диагностической информации накапливаются в

базах данных, являющихся основой для прогнозирования технического со-

стояния ВС и планирования работ по его ТО. Базы данных доступны для

различных должностных лиц инженерно-авиационной службы (ИАС) с уче-

том их функциональных обязанностей.

В основе структуры ИДС предусматриваются бортовая, наземная, ин-

формационная части, включающие следующие компоненты:

1. Бортовая автоматизированная система контроля.

2. Наземное устройство оперативного контроля.

3. Наземная автоматизированная система контроля не демонтирован-

ного (НАСК-1) и демонтированного оборудования (НАСК-2).

4. Автоматизированные рабочие места полного контроля силовой

установки, систем и оборудования ВС.

5. Автоматизированные системы управления ИАС (сервер, сеть, базы

данных, терминалы доступа).

Все средства ИДС должны быть информационно совместимы и свя-

заны между собой с помощью современных средств телекоммуникации (мо-

демы, радиомодемы, средства локальных вычислительных сетей, внешние

накопители).

Терминалы авиационного подразделения включаются в локальную

вычислительную сеть ИАС авиационной части и имеют доступ к

информации всех составляющих ИДС.

Терминалы руководящего состава ИАС предназначены для статисти-

ческого анализа показателей технического состояния парка ВС и планиро-

вания работ по ТО авиационной техники.

254

Разработка и внедрение ИДС должны вестись в рамках создания для

перспективного авиационного комплекса истребительной авиации нового

поколения средств ТО. Необходимо сформировать единый центр средств

ТО типа ВС, предназначенный для их создания, производства и поддержки

на этапе эксплуатации.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Зотов В. А., Ахматов И, Р., Коковкин В. П. Унификация средств

контроля: проблемы и возможности // Авиапанорама. 2011. № 4.

2 Кондратенко А. Н. Современные проблемы эксплуатационного

контроля воздушных судов военного назначения // Сборник трудов НИИ

ЭРАТ. 2005-2006. № 87.

3 Смирнов Н. Н., Ицкович А. А. Обслуживание и ремонт авиацион-

ной техники по состоянию. М.: «Транспорт», 1987. 236 с.

УДК 629.735.083

А.А. ЛЮБОВЕЦ, Л.Н. ЧУВЫЧКИН, И.Р. АБДУРАЗАКОВ,

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

ПРЕДЛОЖЕНИЯ ПО СОВЕРШЕНСТВОВАНИЮ КОНТРОЛЯ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТА-

ИСТРЕБИТЕЛЯ БОРТОВЫМИ И НАЗЕМНЫМИ СРЕДСТВАМИ

Современная идеология в области построения систем контроля харак-

теризуется усилением роли бортовых средств контроля (БСК), перенесении

функций контроля работоспособности (КР) и поиска места отказа (ПМО) на

борт воздушного судна. Это должно обеспечить автономность действий

авиационных подразделений и частей, снизить трудоемкость и стоимость

технического обслуживания (ТО), повысить боеготовность самолетов и сни-

зить финансовые затраты на их эксплуатацию.

Однако не все отказы контролируемых в полете систем могут быть

обнаружены БСК, из-за методических и инструментальных погрешностей.

Поэтому обязательным элементом оперативного ТО также является назем-

ный оперативный контроль (НОК). Основное назначение НОК состоит в

том, чтобы выявить и устранить скрытые, необнаруженные в полетах от-

казы и не допустить выпуска самолетов в очередные полеты в неисправном

состоянии. Программа НОК самолета характеризуется интервалами налета

255

или календарного времени эксплуатации самолета между двумя очеред-

ными работами по контролю; совокупностями проверяемых при этом объ-

ектов и контролируемых параметров; алгоритмами и технологиями выпол-

нения операций контроля и диагностики.

Бортовая автоматизированная система контроля (БАСК) представляет

комплекс сбора, преобразования, обработки и накопления информации о па-

раметрах полета и технического состояния воздушного судна (ВС) с выда-

чей результатов контроля экипажу, в бортовую систему управления поле-

том, а также на наземные пункты управления полетом.

БАСК в общем случае должна обеспечивать:

- функциональный контроль технического состояния ВС;

- выявление нарушений условий безопасности полета, связанных с

опасными режимами полета и отказами авиационной техники (АТ) и инфор-

мирование об этом экипажа и персонала наземных пунктов управления по-

летом (по радиоканалу);

- оценку и контроль эквивалентной наработки планера, силовой уста-

новки и систем самолета;

- выдачу на объект контроля необходимых тестовых сигналов при

наземном обслуживании;

- запись на эксплуатационный накопитель параметров, необходимых

для детального анализа и прогнозирования технического состояния объек-

тов контроля;

- запись на защищенный бортовой накопитель параметров, необходи-

мых для расследования авиационных происшествий.

При формировании требований к БАСК должны учитываться:

- основные требования к перспективной системе средств контроля;

- конкретные задачи, решаемые БАСК на данном типе ВС;

- необходимость информационного объединения средств контроля в

информационно-диагностическую систему истребительной авиации;

- задачи БАСК по контролю технического состояния самолетов;

- задачи БАСК по информационному обеспечению обслуживания са-

молетов по их техническому состоянию;

- требования к экспертным системам поиска и устранения отказов;

- требования к архитектуре программного обеспечения БАСК;

- необходимость внедрения в практику войск систем интегрированной

логистической поддержки.

При разработке БАСК должна быть выбрана принципиально новая

элементная база, позволяющая значительно уменьшить массу и габариты и

полностью сохранить преемственность с предыдущими разработками.

Совместно с БАСК и бортовыми устройствами регистрации (БУР) на

оперативных видах ТО предусматривается использование наземного

устройства оперативного контроля (НУОК), которое должно обеспечивать

256

оперативный анализ результатов контроля полета инженерно-техническим

составом, а также управление процессом тестового контроля в процессе

подготовки ВС к повторному полету. На технически неподготовленных и

промежуточных аэродромах НУОК может ограниченно выполнять функции

средства диагностирования.

По своему конструктивному исполнению НУОК должен представлять

собой функционально-законченный переносной пульт, подключаемый к

контрольным разъемам БАСК и отдельных бортовых систем. Кадры преоб-

разованной информации концентрируются в блоке концентрации сигналов

и поступают в реальном масштабе времени по каналу «Ethernet» в устрой-

ство обработки информации, представляющее собой переносной планшет-

ный компьютер с программным и информационным обеспечением решения

задач контроля технического состояния силовой установки, систем и обору-

дования самолета.

Контроль технического состояния самолета на земле должен осу-

ществляться на основе комплексной обработки диагностической информа-

ции от информационно-измерительной системы самолета, в состав которой

в общем случае входят БАСК, БУР, контрольные разъемы бортового обору-

дования, автоматизированные рабочие места полного контроля (АРМ ПК),

а также дополнительные датчики давления и вибрации.

АРМ ПК предназначены для локализации выявленных при полетном

и наземном оперативном контроле отказов и неисправностей, создания баз

данных о техническом состоянии парка ВС, а также проведения периодиче-

ских, регламентных, ремонтных, регулировочных и других целевых работ

по техническому обслуживанию ВС. АРМ ПК в общем случае должны обес-

печивать:

- преобразование и ввод диагностической информации, получаемой

всеми средствами контроля в реальном масштабе времени;

- коммутацию источников и приемников информации при наземном

контроле технического состояния ВС;

- анализ и проверку достоверности результатов оперативного кон-

троля;

- диагностирование объектов контроля с выдачей на объект тестовых

сигналов и локализацией отказов и неисправностей с глубиной до конструк-

тивно-съемной единицы;

- контроль технического состояния ВС с учетом накопленной базы

данных о результатах контроля парка ВС за определенный период эксплуа-

тации;

- контроль выполнения облетов и других специальных видов полетов,

связанных с проверкой технического состояния ВС;

- информационную поддержку принятия решений по результатам всех

видов контроля;

257

- формирование и хранение баз данных с исходной информацией и ре-

зультатами всех видов контроля;

- формирование обобщенной базы данных о выработке ресурса ВС на

всех этапах эксплуатации;

- формирование и хранение баз данных с характеристиками информа-

ционно-измерительной системы ВС;

- формирование и хранение баз данных с характеристиками объектов

контроля в виде электронных формуляров ВС;

- реализацию информационно-справочной системы о техническом со-

стоянии ВС по результатам всех видов контроля;

- информирование оператора о результатах контроля в текстовом виде

на экране видеомонитора и звуковыми сообщениями и их документирова-

ние.

АРМ ПК должны конкретизироваться по типам объектов контроля,

комплексам бортового оборудования. Интегрированный комплект полно-

стью унифицированных АРМ ПК должен составить ядро наземных автома-

тизированных средств контроля.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Зотов В. А., Арустамов М. А., Новоселов В. И. О перспективах разви-

тия системы средств эксплуатационного контроля воздушных судов воен-

ного назначения // Труды НИЦ ЭРАТ. 2012. № 93.

УДК 681.5.01

Д.С. МОНГУШ ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж)

КОРРЕКЦИЯ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ ПО ЛАЗЕРНЫМ

ОРИЕНТИРАМ

Качество и полнота информации навигационного комплекса (НК) воз-

душного судна (ВС) позволяется успешно выполнять полетные задания и

обеспечивать безопасность полётов.

Однако, существуют причины конструктивных особенностей и усло-

вий функционирования измерительного оборудования, которые увеличи-

вают погрешность и снижают точность измерений.

Для повышения точности измерительной информации НК исполь-

зуют системы коррекции, которые компенсируют ошибки измерений и

обеспечивают ВС точной навигационной информацией за счет своих высо-

ких точностных характеристик.

258

Существующие системы коррекции навигационных комплексов ВС в

связи с присутствием человека-оператора обладают недостаточной точно-

стью коррекции.

Предлагается использовать систему на основе оптико-электронного

измерителя, позволяющую определять координаты, курс и скорость ВС,

схема измерения которого представлена на рисунке 1 для решения задачи

коррекции измерительной информации навигационного комплекса ВС.

Рисунок 2 – Способ измерения навигационных параметров

Вычисление параметров производится по выражениям, представлен-

ным ниже:

360о

2

// 360360 [ ], cos , sin

2

l

RМ МВС А ВС A ВС A

lA А A A

R

, (1)

2 2

1 2 1 2 1 22 cos( ).В В

ВС

l l l l A AV

t

(2)

Таким образом, для коррекции измерительной информации предлага-

емой системы использование позволит существенно повысить эффектив-

ность работы НК ВС, от которого в свою очередь зависит безопасность по-

летов и результат выполнения полетного задания.

ВОЗДУШНОЕ СУДНО

В МОМЕНТ ВРЕМЕНИ

t2

ВОЗДУШНОЕ СУДНО

В МОМЕНТ ВРЕМЕНИ

t1

А

В

С

А

В

С

N

АB2

АВ1

lВС

ВПП

Лазерный ориентирМ (ΦМ, ΛМ )

АС

ААl1

l2

259

УДК 681.5.01

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

МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СИСТЕМА ТЕХНИЧЕСКОГО

ЗРЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Для успешного боевого применения современного беспилотного ле-

тательного аппарата (БЛА) необходимо обеспечить возможность его эффек-

тивного управления на всех режимах полета. Посадка на аэродромы, поса-

дочные площадки, палубы авианесущих кораблей в автоматическом режиме

являются насущной необходимость в этапах применения БЛА.

Поэтому предлагается реализовать автоматическую посадку БЛА по

самолетному на ВПП с помощью разработанного алгоритмического обеспе-

чения многофункциональной оптической системы технического зрения и

системы автоматического управления [1]. Разработка автоматической по-

садки зависит от некоторых факторов - точностных характеристик средств

измерения пространственного и углового положения БЛА относительно

глиссады снижения. Для корректной и безопасной посадки необходимо вы-

сокая точность этих средств измерения, иначе это приведёт к «жёстким» по-

садкам, а в случаях с тяжелыми БЛА – к разрушению летательного аппарата

в момент касания с взлётно-посадочной полосой.

Система технического зрения (СТЗ) на основе оптико-электронной

системы является успешным технической решением информационного

обеспечения БЛА на режиме посадки это обуславливается тенденцией к

освоению широкого спектрального диапазона и автоматизации оптических

измерений. Данное техническое решение позволит объединить высокую

точность и быстродействие, малые габариты, стоимость и автономность ра-

боты.

Бортовая система технического зрения может быть выполнена в виде

как бинокулярной, так и монокулярной оптико-электронной системы. При

этом наиболее предпочтительным является монокулярный вариант системы

с точки зрения веса, габаритов и стоимости, он включает цифровую фотока-

меру и вычислитель достаточной производительности.

БпЛА при заходе на посадку попадает в область излучения лазерных

маяков установленных на земле, которая для каждого маяка формируется в

виде четырехугольной пирамиды с осью симметрии в окрестности траекто-

рии снижения самолета (рисунок 1).

Пространственное и угловое положение БЛА относительно системы ма-

яков определяется по центрам яркости изображений маяков на фотоматрице,

260

координаты которых (yn, zn) 3...1n находят в процессе обработки изображе-

ний.

Введем в рассмотрение горизонтальную прямоугольную систему ко-

ординат OXYZ для описания взаимного положения системы маяков и БЛА,

связанную с системой источников излучения (базис i, j, k), ось ОХ совпадает

с осевой линией ВПП, ось OY совпадает с вертикалью, а ось ОZ образует

правую систему координат.

Система координат O'X'Y'Z' это подвижная система, связанная с гео-

метрическим центром фотоматрицы, где ось O'X' направлена по оптической

оси объектива, ось O'Y' направлена вверх перпендикулярно горизонтальной

стороне фотоматрицы, ось O'Z' перпендикулярна осям O'X', О'Y', образуя с

ними правую систему координат с базисом i', j', k', представленными на ри-

сунке 1.

X`

2

Z`

Y`

O1 O`

S(yn,zn )

O``

O

1

X

YZ

Mn

Gn

D

Рисунок 1 – Взаимное расположение систем координат ОXYZ и O'X'Y'Z'.

На рисунке 1 – объектив фотокамеры, 2 – фотоматрица, Mn – лазерный

маяк. Разработан алгоритм автоматического управления для решения за-

дачи управления полетом БЛА на режиме посадки обеспечения, обеспечи-

вающий выдерживание параметров посадки с заданной точностью. В основу

алгоритма автоматического управления положены принципы: иерархиче-

ского многоуровневого деления полётного задания на этапы полёта, участки

и фазы; разделения каналов непрерывного и дискретного управления [2].

Закон управления в терминах заданного крена и перегрузки формиру-

ется на основании заданного путевого угла, заданного наклона траектории

и заданной программы управления по скорости с учётом существующих

ограничений. Данный закон является основой для работы модели штатной

САУ БЛА.

В продольном канале работу САУ на посадочном режиме построить

на выдерживании заданного значения угла тангажа посредством рулей вы-

соты и изменением тяги двигателя. Для управления боковым движением

261

БЛА на этапе посадки используются аэродинамический руль направления,

флапероны.

Закон управления для канала стабилизации наклона траектории, пода-

ваемы на вход САУ БЛА определяется из выражения:

Взад В В Вт

z

z zk k , (1)

где В

zk ,

Вk – коэффициенты в законе управления.

Исходя из выше изложенного можно сделать вывод, что использование

разработанного алгоритмического обеспечения многофункциональной опти-

ческой системы технического зрения и системы автоматического управле-

ниям позволяет определить возможность практического применения оптико-

электронной измерительной системы и САУ для безопасной автоматической

посадки беспилотного летательного аппарата по самолетному на взлётно-по-

садочную полосу.

CПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Исследование и разработка аппаратных и программных средств си-

стемы технического зрения транспортного средства: Отчет о НИОКР / ООО

НПП “Оптикон” ; рук. Бондарев В.Г.; исполн.: Конотоп В.И., Ипполитов

С.В. Ставрополь, 2009. 98 с. Библиогр.: с. 74. № ГР 01200957547. Инв. №

И090726164858.

2. Технология создания комплексов управления многоцелевых беспи-

лотных и пилотируемых аэрокосмических систем / под. М.М. Сильвестрова.

М.: Издательство МБА, 2014. 296 с.

УДК 629.735:027.45

А.В. НАРКЕВИЧ НИЦ (г. Люберцы) ЦНИИ ВВС Минобороны России

ОСОБЕННОСТИ КОНЦЕПЦИИ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОЙ

ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННЫХ БАЛЛОНОВ ВЫСОКОГО

ДАВЛЕНИЯ НА ВОЗДУШНЫХ СУДАХ ВОЕННОГО

НАЗНАЧЕНИЯ

В эксплуатации на воздушных судах (ВС) военного назначения нахо-

дятся более пятидесяти типов авиационных баллонов (АБ) высокого давле-

ния общей численностью около 49000 штук со сроками службы до 50 лет.

262

Основная часть баллонов имеет близкие к предельным назначенные показа-

тели.

Сосуды и баллоны ВС военного назначения относятся к объектам гос-

технадзора Министерства обороны РФ и являются объектами повышенной

опасности [1].

Актуальным является решение проблемы обеспечения их безопасной

эксплуатации при длительных сроках их эксплуатации.

Концептуальная модель системы обеспечения безопасной эксплуата-

ции АБ рассматривает их жизненный цикл как цикл существования от ис-

следования и обоснования разработки до утилизации с обеспечением и кон-

тролем заданных характеристик при проектировании, изготовлении и экс-

плуатации [2].

Модель построена в виде схемы, включающей в себя десять основных

элементов исследуемого процесса и контура внешней среды с выделением

наиболее важных функциональных связей.

Структура модели включает подсистемы и перечень мероприятий,

обеспечивающих безопасную эксплуатацию АБ на всех временных интер-

валах: стадиях и этапах жизненного цикла.

На основании вышеизложенного можно сделать следующие выводы:

- концепция системы обеспечения безопасной эксплуатации АБ вклю-

чает все стадии их жизненного цикла с обеспечением и контролем заданных

для них характеристик;

- наиболее широкий перечень работ по обеспечению безопасной экс-

плуатации АБ производится на стадиях производства, эксплуатации и капи-

тального ремонта;

- недостаточное использование методов неразрушающего контроля

при оценке технического состояния АБ снижает выявляемость дефектов, до-

стоверность результатов контроля и повышает вероятность пропуска недо-

пустимых дефектов в эксплуатацию.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Приказ Министра обороны РФ от 30 октября 2015 г. № 662 «Об

утверждении инструкции по обеспечению в вооруженных силах Российской

Федерации безопасной эксплуатации подъемных сооружений и оборудова-

ния, работающего под давлением, в составе вооружения и военной техники,

М.: 2015. 25 с.

2 ГОСТ В 15.004-84. Система разработки и постановки на производ-

ство военной техники. Стадии жизненного цикла изделий и материалов. М.:

Стандартинформ, 1984. 21 с.

263

УДК 681.518.5

Е.В. ОЗЕРОВ1, В.А. ШУРМАН2 1ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 2Филиал АО «Раменское приборостроительное КБ» (г. Жуковский)

ЛОГИЧЕСКИЙ ПАРНЫЙ МОНИТОРИНГ В ИЗБЫТОЧНЫХ

КОМПЛЕКСАХ ОБОРУДОВАНИЯ

Возросшие возможности информационного и математического обес-

печения процессов управления сложными динамическими системами поз-

воляют принципиально по-новому подойти к удовлетворению требований

их отказоустойчивости, в том числе на основе управляемой избыточности.

Управление избыточностью систем предполагает выполнение в реальном

времени такой процедуры, как мониторинг технического состояния с целью

его реконфигурирования при неправильном функционировании. Для этого

требуются соответствующие системы автоматизированного контроля, по-

строение которых связано с применением различных методов параметриче-

ского контроля, основанных обычно на следующих двух подходах:

1) использование различных схем голосования;

2) использование правил достоверности.

Данным подходам присущи следующие особенности:

наличие слабых предположений о неизменности исправности про-

веряемых устройств внутри цикла мониторинга;

наличие сильных предположений об исправности систем контроля

или их основных устройств,

ограничение минимального или требование большого числа ФМ,

требование по доминированию исправных ФМ над неисправными,

требование по информативности процессов в ФМ,

общий поток данных для всех ФМ.

Таким образом, проанализированные подходы обладают весьма обре-

менительными особенностями, исключающими, в значительной степени за-

трудняющими или ставящими в зависимость от сильных предположений

построение систем мониторинга исправности компонентов КО в реальном

времени.

Сформулируем задачу мониторинга следующим образом. Пусть ФМ

на интервале времени решает содержательную задачу. За его функциони-

рованием «наблюдает» мониторинговый модуль (ММ), в решении содержа-

тельной задачи участия не принимающий. По выходному сигналу ММ фор-

мируется суждение об исправности или неисправности ФМ. При этом воз-

можно неправильное функционирование как ФМ, так и ММ. Кроме того,

264

возможное неправильное функционирование ФМ или ММ не влияет на ра-

ботоспособность друг друга. Ставится задача получить дихотомическую

оценку «исправен» или «неисправен» ФМ и одновременно изобличить ММ

в случае его неисправности.

В известных работах [1, 2] приняты логические переменные состоя-

ния: «1» –устройство исправно, «0» – неисправно. При этом логика зависи-

мости состояния исправности ФУз от состояния исправности ФМ и/или ММ

выражается булевой формулой логического умножения (конъюнкции)

Кроме того, технические состояния могут описываться и не булевой

логикой: «1» – при исправном состоянии, «–1» – при неисправном

Возможности указанных формализмов ограничены при их использо-

вании для автономного (самостоятельного) мониторинга ФУз из-за суще-

ственной неопределенности возможных результатов.

Для преодоления возникающих неопределенностей предлагается спо-

соб, заключающийся в организации логического парного мониторинга

(ЛПМ) функциональных узлов (ФУз) ФМ + ММ с использованием любого

из формализмов. В результате ЛПМ формируется оценочная матрица (ОМ)

размерностью 22, с переменными состояния в качестве ее элементов. При

этом принимаются не очень существенные и широко распространенные на

практике предположения:

А. Потоки данных через различные ФМ не связаны между собой.

Б. Каждый ФУз изготавливается на технологической базе и поддер-

живается инфраструктурными средствами, не зависимыми от базы и

средств других ФУз.

В. Все ФМ и ММ совместимы для образования различных ФУз неза-

висимо от технологических и инфраструктурных особенностей.

Г. Процесс мониторинга разбит на циклы, внутри которых техниче-

ские состояния ФМ и ММ неизменны.

На основе анализа предложенного подхода сформулировано правило

ЛПМ: выделение полностью или частично исправной пары ФУз сводится к

проверке наличия хотя бы одного значения «1» на главной диагонали ОМ.

Одновременное с этим наличие «1» вне главной диагонали ОМ указывает

на неисправность одного модуля и на конкретный исправный ФУз в паре.

Отсутствие единиц вне главной диагонали ОМ указывает на неисправность

двух ФУз, и в случае булева формализма позволяет по положению «1» вне

главной диагонали ОМ определить исправный ФМ, а в случае не булева

формализма требует уточнения исправных модулей посредством ЛПМ этих

узлов в других парах.

265

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Диагностирование и прогнозирование технического состояния

авиационного оборудования: Учеб. пособие для вузов гражд. авиации / Под

ред. И.М. Синдеева. М.: Транспорт, 1984. 191 с.

2 Буков В.Н., Базанов А.П., Колодежный А.П., Максименко И.М.,

Шпилевой Ю.М. Теоретические основы и средства автоматизированного

контроля / Под общ. ред. В.Н. Букова. М.: Изд. ВВИА, 1997. 238 с.

УДК 262.391.175

В.И. РУБИНОВ1, В.В. САФОНОВ1, А.Ю. ПЛАТОНОВ2,

Д.А. СИЛАЕВ2 1ВУНЦ ВВС «ВВА имени проф. Н.Е Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 2ФГБОУ ВО «Национальный исследовательский университет «МЭИ»

ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ ПРОВЕДЕНИЯ АНАЛИЗА ВИДОВ,

ПОСЛЕДСТВИЙ И КРИТИЧНОСТИ ОТКАЗОВ

Базовым инструментом анализа логистической поддержки изделия

авиационной техники (АТ) на этапе его разработки является анализ видов,

последствий и критичности отказов (АВПКО), который проводится в соот-

ветствии с [1]. АВПКО должен начинаться на ранних стадиях проектирова-

ния изделия АТ, когда известны только функциональные требования к нему

и проводится до окончания проектирования самого изделия АТ. Согласно

[2], АВПКО состоит из качественного описания отказов это анализ видов и

последствий отказов (АВПО), который позволяет ответить на вопросы что,

как, почему и с какими последствиями может отказать и определения коли-

чественных характеристик отказов и их последствий это АВПКО.

При проведении АВПКО в общем случае решаются следующие за-

дачи:

- выявление, определение и описание возможных видов отказов как

самого изделия АТ, так и его систем и элементов на заданном уровне разу-

крупнения структуры изделия АТ;

- изучение и описание возможных причин, механизмов и условий воз-

никновения и развития выявленных отказов изделия АТ и его элементов;

- классификация выявленных отказов по категории тяжести их воз-

можных последствий и определение критических отказов;

- оценка достаточности предусмотренных средств и методов обнару-

жения, локализации и индикации отказов;

266

- выработка предложений по обеспечению сохранения работоспособ-

ности изделия АТ при возникновении критических отказов (введение резер-

вирования) и оценка целесообразности и эффективности их введения;

- выработка предложений по внесению изменений в конструкцию из-

делия АТ и его элементов, направленных на снижение вероятности и (или)

тяжести последствий критических отказов;

- оценка достаточности или определение необходимости введения до-

полнительных контрольно-проверочных и планово-предупредительных ме-

роприятий по предупреждению критических отказов в планируемой си-

стеме технического обслуживания и ремонта изделия АТ в процессе его экс-

плуатации.

В результате проведения АВПКО выделяют критические отказы эле-

ментов изделия АТ, категория тяжести последствий которых превосходит

границы, установленные планом АЛП, а элементы, соответствующие этим

отказам включают в перечень критичных элементов изделия АТ. Следова-

тельно, на базе структуры изделия АТ формируется логистическая струк-

тура изделия АТ, содержащая только те элементы, которые в процессе экс-

плуатации нуждаются в регулярном техническом обслуживании, периоди-

ческих заменах и могут требовать внеочередного (внепланового) обслужи-

вания, замены или ремонта. Таким образом, в процессе проведения АВПКО

из структуры изделия АТ исключаются элементы, не нуждающиеся в тех-

ническом обслуживании и ремонте в процессе эксплуатации изделия АТ.

Для эффективного проведения АВПКО сложного изделия АТ необхо-

дима автоматизация этого процесса в соответствии с современными подхо-

дами к созданию информационных систем. Наиболее перспективным явля-

ется интегрированный подход, объединяющий методологию функциональ-

ного моделирования процессов в системе (IDEF0) и методологию информа-

ционного моделирования и проектирования баз данных (IDEF1x).

В ходе функционального моделирования должно быть выполнено:

- функциональная декомпозиция предметной области, которая позво-

лит выделить задачи АВПКО и показать взаимосвязи между ними;

- определение информационных потоков и информационных объек-

тов предметной области.

В ходе информационного моделирования должна быть получена ин-

формационная модель на логическом уровне в виде совокупности взаимо-

связанных сущностей и их свойств, не зависящая от конкретной системы

управления базами данных, а затем физическая модель базы данных в при-

вязке к конкретной системе управления базами данных. Далее выполняется

реализация базы данных и алгоритмов ее обработки на физическом носи-

теле и разрабатывается интерфейс пользователя.

267

Таким образом, программно-техническое решение, разработанное в

соответствии с описанным выше подходом к автоматизации АВПКО, поз-

волит повысить эффективность проведения АВПКО и снизить затраты на

его проведение.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 ГОСТ 27.310-95 «Анализ видов, последствий и критичности отказов».

2 Судов Е.В., Левин А.И., Петров А.В., Чубарова Е.В. Технологии инте-

грированной логистической поддержки изделий машиностроения. М.: «Ин-

форбюро», 2006, 232 с.

УДК 582.87

С.М. СОКОЛОВ, А.А. БОГУСЛАВСКИЙ, Н.Д. БЕКЛЕМИШЕВ ИПМ им. М.В. Келдыша РАН

О ВОЗМОЖНОСТЯХ И ПРАКТИКЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ СТЗ

ДЛЯ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

В работе описана разработка модульной унифицированной програм-

мно-аппаратной архитектуры СТЗ реального времени для информацион-

ного обеспечения летательных аппаратов.

Беспилотные летательные аппараты (БЛА) являются одним из видов

робототехнических комплексов и на них распространяются закономерности

и тенденции развития этих технических систем. Укажем на ряд из них.

Переход от уникальных, экспериментальных образцов мобильных ро-

ботов, к широкому внедрению в практику

Востребованность интеллектуальных методов управления.

Возрастание роли программного обеспечения в составе робототехни-

ческих комплексов (РТК)

Ведущая роль систем технического зрения (СТЗ) в составе систем ин-

формационного обеспечения (СИО) мобильных РТК

Наш сорокалетний опыт исследований и разработок в области систем

технического зрения реального времени позволяет учесть эти тенденции и

сделать ряд обобщений о применении СТЗ в составе систем управления

(СУ) летательных аппаратов (ЛА) с повышенной степенью автономности

(ПСА).

268

Результатом наших исследований стала разработка модульной унифи-

цированной программно-аппаратной архитектуры СТЗ реального времени и

методика создания на её основе систем информационного обеспечения РТК

с ПСА. На этой базе, исходя из доступных средств аппаратной поддержки,

можно компоновать системы информационного обеспечения конкретных

подвижных средств и оценивать их экономическую целесообразность.

Решены и экспериментально проверено информационное обеспече-

ние таких задач, как взлет и посадка ЛА самолётного типа, построение

карты маршрута и возврат без данных спутниковой навигационной системы

(СНС). Определение высоты и ориентации квадрокоптера, посадка квадро-

коптера в размеченный круг. Алгоритмически решены, реализованы про-

граммно и подготовлены к экспериментам задачи движения в строю, доза-

правки в воздухе.

Кроме того, на основе реальных видеоматериалов, рассмотрены за-

дачи информационного обеспечения полезной нагрузки ЛА: поиск и про-

слеживание объектов интереса.

В докладе приводятся результаты экспериментов по информацион-

ному обеспечению летательных аппаратов различных конструкций и наме-

чаются перспективные пути развития программно-аппаратных средств си-

стем их информационного обеспечения.

УДК 582.87

С.О. СТОЛБОВ, Г.В. НИКАНДРОВ АО «КТ – Беспилотные системы»

ТЕХНОЛОГИИ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗРЕНИЯ С ПРИМЕНЕНИЕМ

СИСТЕМ ЛАЗЕРНОГО СКАНИРОВАНИЯ И ЛОКАЦИИ

В работе описано применение технологии лазерного сканирования

для формирования двумерной и трехмерной картины окружающего про-

странства в целях картографии, контроля и обеспечения безопасности ЛА и

робототехнических комплексов

Опыт применения робототехнических комплексов (РТК) показал уяз-

вимость спутниковых систем навигации РТК при подавлении или искаже-

нии навигационного поля организованными помехами или даже собствен-

ными системами радиоэлектронного подавления.

Выполнение задачи обнаружения, сопровождения и определения ме-

стоположения на достаточно больших расстояниях с высокой точностью

269

возможно с применением радиолокаторов, но при этом определение место-

положения производится в активном режиме радиолокатора, что приводит

к снижению скрытности применения такой системы. Также радиолокацион-

ные системы посадки имеют достаточно высокую стоимость.

Таким образом, известные применяемые на практике средства и спо-

собы обнаружения, сопровождения и определения местоположения имеют

ряд недостатков, которые обуславливаются их высокой сложностью, низкой

надежностью, высокой стоимостью, низкой помехоустойчивостью и воз-

можностью применения в различных погодных условиях. Это повышает

аварийность, приводит к срывам выполняемых задач.

Указанные причины обуславливают необходимость в создании си-

стем обнаружения, сопровождения и определения местоположения с высо-

кой помехозащищенностью.

Использование технологии лазерной локации позволит создать си-

стемы, которые, при решении задачи обнаружения, сопровождения и опре-

деления местоположения, будут независимы от данных внешних систем и не

подвержены влиянию радиопомех естественного и искусственного происхожде-

ния.

Мировой опыт в создании РТК показывает значительный интерес к

созданию систем технического зрения на базе лазерных сканирующих

устройств.

Развитие технологии лазерного сканирования позволит создать не

только эффективные средства технического зрения, но и средства, обеспечи-

вающие формирование двумерной и трехмерной картины окружающего про-

странства в целях картографии, контроля и обеспечения безопасности.

Системы, созданные с использованием данных технологий, могут ис-

пользоваться в различных видах РТК, при этом внедрение этих систем не

требует существенной доработки составных частей РТК.

УДК 582.87

А.П. ТАНЧЕНКО, Р.Д. СИЛАКОВ, А.М. ФЕДУЛИН

РЕШЕНИЕ ЗАДАЧИ НАВИГАЦИИ БЕСПИЛОТНОГО

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДОВ

ВИДЕОНАВИГАЦИИ

В работе описано применение автономного метода навигации с при-

менением алгоритма работы «топовизирующего» устройства, основанного

270

на корреляционном анализе видеокадра и топографической карты местно-

сти. Опыт применения беспилотных летательных аппаратов самолетного

типа (БЛА) показал уязвимость используемых в них спутниковых систем

навигации при подавлении или искажении навигационного поля организо-

ванными помехами или даже собственными системами радиоэлектронного

подавления.

Используемый в таких случаях автономный метод навигации с при-

менением инерциальных навигационных систем различного типа в случае

использования на БЛА большой продолжительности полета (12 часов и бо-

лее) имеет недостаток в виде накапливаемой систематической ошибки, ко-

торую, однако, можно устранить путем периодической переустановки

начальной точки отсчета инерциальной системы.

В качестве перспективного варианта таких устройств, которые обес-

печили бы периодическое определение координат БЛА с помощью устой-

чивых к организованным помехам методов, могут служить астровизирую-

щие устройства (АВУ), имеющие серийные исполнения. Однако, их приме-

нение на малых высотах (до 3.000 м) при сложных метеорологических усло-

виях может не дать должного эффекта. Поэтому дополнительно к ним целе-

сообразно рассмотреть возможность применения устройств визирования с

использованием видовой информации о местности. Такое устройство на

вход должно получать изображение от установленной на БЛА оптико-элек-

тронной системы, а на выходе выдавать положение и курс движения БЛА.

Реализованные в настоящее время алгоритмы работы такого «топови-

зирующего» устройства основаны на корреляционном анализе пикселей ви-

деокадра и растровой карты местности, полученной, как правило, на основе

дистанционного зондирования Земли. Основным недостатком такого ме-

тода является его неустойчивость к гидрометеорологическим условиям,

времени года и суток, а также необходимость хранения большого растровых

карт большого объема.

В настоящей работе предлагается алгоритм работы «топовизирую-

щего» устройства, основанный на корреляционном анализе видеокадра и то-

пографической карты местности, описывается используемый для этого ма-

тематический аппарат, его преимущества и недостатки, а также даются

оценки по возможности реализации основанного на описанном подходе

устройстве с учетом имеющейся аппаратной базы и достигаемые при этом

тактико-технические и экономические характеристики.

271

УДК 629.7.05

А.В. ЧЕРНОДАРОВ

ООО «НаукаСофт» (г. Москва)

КОНТРОЛЬ, ДИАГНОСТИКА И ОПТИМИЗАЦИЯ СТРУКТУРЫ

РЕЗЕРВИРОВАННЫХ ИНЕРЦИАЛЬНО – СПУТНИКОВЫХ

НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

Современное состояние пилотажно-навигационных комплексов

(ПНК) характеризуется включением в их состав инерциально-спутниковых

навигационных систем [1]. В таких ПНК спутниковые навигационные си-

стемы (НС) обеспечивают высокоточное позиционирование в дискретные

моменты времени, а инерциальные НС (ИНС) – непрерывное определение

пилотажно-навигационных параметров, необходимых для информационной

поддержки систем автоматического управления полетом и вооружением.

Поддержание требуемых точностных и надежностных характеристик ПНК

в сложных условиях эксплуатации обеспечивается путем резервирования

ИНС и их интеграции со спутниковыми НС. Реализация потенциальных воз-

можностей резервированных НС (РНС) опирается на мажоритарные схемы

контроля. Однако в традиционных схемах такой конструкции не в полной

мере учитывается априорная информация о требуемых доверительных ин-

тервалах на параметры состояния входящих в РНС систем. В то же время в

современных ПНК комплексирование НС опирается на математический ап-

парат обобщенного фильтра Калмана (ФК), который позволяет учесть апри-

орно известные доверительные интервалы на ошибки НС и их измеритель-

ных элементов. Обобщение ФК связано с расширением области применения

теории линейной фильтрации на задачи оптимизации нелинейных систем

[1].

Цель работы: исследование возможностей РНС при их объединении в

тесно связанную информационно-измерительную структуру на основе ма-

тематического аппарата обобщенного ФК (ОФК).

Достижение поставленной цели опирается на стохастический мажо-

ритарный контроль с использованием обобщенных диагностических пара-

метров. В современных ПНК РНС строятся, как правило, на базе трех резер-

вированных ИНС, что позволяет обнаруживать нарушения в одной из си-

стем. С учетом этого в работе рассматриваются процедуры контроля и диа-

гностирования РНС, использующие статистические свойства ОФК и по-

строенные на их основе критерии согласия.

272

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Чернодаров А.В. Контроль, диагностика и идентификация авиаци-

онных приборов и измерительно-вычислительных комплексов. М.:

Научтехлитиздат, 2017. 300с.

УДК 262.391.175

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ1, В.И. РУБИНОВ2, Е.Н. ЯМПОЛЬСКАЯ3 1ВАГШ ВС РФ 2ВУНЦ ВВС «ВВА имени проф. Н.Е Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 3Московский авиационный институт

ПЕРСПЕКТИВНАЯ БАЗА ЗНАНИЙ ДЛЯ ИНФОРМАЦИОННО-

АНАЛИТИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ

ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННОЙ

СЛУЖБОЙ

Известно, что содержание работы органов военного управления

(ОВУ), в том числе и органов управления инженерно-авиационной службой

(ИАС) отличается по составу и содержанию разрабатываемых документов,

глубине проработки тех или иных вопросов и т.д.

Опыт проведения мероприятий оперативной подготовки показал, что,

что объем информации, которую необходимо учитывать руководящим ли-

цам ОВУ для формирования рациональных (оптимальных) управленческих

решений, неуклонно растет, а применяемые модели, информационно-рас-

четные задачи, методы и технологии позволяют только определить области

принимаемых решений и не обеспечивают нахождение оптимальных ре-

зультатов [1].

В результате, руководящими лицами этих органов управления часто

принимаются ошибочные решения, ввиду отсутствия по-настоящему цен-

ной информации. Следовательно, несмотря на достигнутые успехи в обла-

сти автоматизации деятельности ОВУ, в том числе и органов управления

ИАС, в деятельности этих органов имеются проблемы, требующие безотла-

гательного решения.

Как следует из анализа недостатков деятельности рассматриваемых

органов управления, в современных условиях средства автоматизации,

должны уметь на интеллектуальном уровне обрабатывать и выдавать ин-

формацию, рассчитывать самостоятельно все варианты действий и предла-

гать рациональное (оптимальное) решение, которое должен принять руко-

водитель органа управления (рисунок 1).

273

Рисунок 1 – Взаимодействие блоков информационной инфраструктуры органа

управления

Таким образом, технологии систем поддержки принятия решений,

технологии распределенного моделирования и имитации, а также техноло-

гии искусственного интеллекта и извлечения знаний должны стать ключе-

выми инструментами, обеспечивающими эффективность деятельности ор-

ганов управления [2].

Известно, что любые интеллектуальные системы, в их классическом

понимании, содержат базу знаний, которая является важнейшим элементом

системы и предназначена для накопления, хранения и организации доступа

к знаниям о конкретной предметной области [3].

В связи с этим, рассмотрим структуру базы знаний для информаци-

онно-аналитического обеспечения деятельности органов управления ИАС

(рисунок 2).

Рисунок 2 – Структура базы знаний для информационно-аналитического обеспе-

чения деятельности органов управления ИАС

274

Целью создания такой базы знаний является объединение функцио-

нала управления знаниями, анализа данных и интеллектуальной поддержки

принятия решений, а ключевым принципом ее работы является накопление

знаний, которые могут быть напрямую использованы органами управления

ИАС.

Рассмотрим основные элементы представленной структуры.

Подсистема управления данными предоставляет инструмент для ра-

боты с семантически структурированными данными. В результате примене-

ния этого инструмента становится доступно управление не только данными,

но и метаданными системы, благодаря чему возможно пополнение как базы

и классов объектов, а также создание и ввод новых типов связей.

Онтологическое хранилище данных содержит накопленный практи-

ческий опыт деятельности органов управления ИАС. Некоторые из этих

данных будут устаревать, так как обновление их в режиме реального вре-

мени практически невозможно. Однако, оказываемая ими польза, выражае-

мая в сокращении ошибочных управленческих решений, способна покрыть

затраты на ввод этих данных. Это достигается благодаря тому, что онтоло-

гия реализует семантическую модель данных, а описанная в метаданных

структура предоставляет аналитическим моделям возможность использо-

вать эти данные и осуществлять их анализ.

Хранилище моделей содержит аналитические приложения, задача ко-

торых состоит в предоставлении инструмента, позволяющего в удобной

форме работать с данными в онтологии. Это позволит органам управления

ИАС самостоятельно реализовывать простые модели, не привлекая к этому

процессу разработчиков моделей.

Функционал подсистемы принятия решения позволяет упростить

часть деятельности органов управления ИАС, повышая тем самым её сум-

марную эффективность. Это связано с тем, что конечное управленческое ре-

шение должны принимать руководящие лица органов управления ИАС, а,

следовательно – нести ответственность за принятые решения и контролиро-

вать соответствие моделей принятия решения реальной обстановке, иници-

ируя или выполняя различные корректировки принятых решений.

Хранилище правил позволяет определить наиболее подходящую мо-

дель принятия решения в соответствии с запросами должностных лиц орга-

нов управления ИАС. Такие правила связывают общую форму запроса с

множеством моделей принятия решения, выявляя наиболее подходящую из

них и инициируя её исполнение.

Таким образом, представленная в статье структура базы знаний отра-

жает возможность объединения технологий, реализуемых в системах под-

держки принятия решений и технологий онтологического хранения данных.

В совокупности эти технологии способны сформировать решение, гибкость

275

которого окажется достаточной для интеллектуального информационного

сопровождения задач управления силами и средствами ИАС.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Ямпольский С.М. Анисимов Е.Г. Концептуальные и методологиче-

ские основы создания систем информационно-аналитического обеспечения

деятельности органов военного управления Российской Федерации. М.:

ВАГШ ВС РФ, 2018. 151 с.

2 Громов А.И. Использование системы сбалансированных показате-

лей в стратегическом управлении информационными технологиями корпо-

рации» // Бизнес-информатика №3(13). 2010. С. 34 – 40.

3 Кравченко Т.К., Исаев Д.В. Системы поддержки принятия решений.

М.: Юрайт, 2016. 292 с.

УДК 262.391.175

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ1, В.И. РУБИНОВ2, М.С. ЯМПОЛЬСКИЙ3 1ВАГШ ВС РФ 2ВУНЦ ВВС «ВВА имени проф. Н.Е Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж) 3Московский авиационный институт

ОЦЕНКА ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННОЙ СЛУЖБОЙ ПО КЛЮЧЕВЫМ

ПОКАЗАТЕЛЯМ ЭФФЕКТИВНОСТИ

Результаты проведенных исследований показали, что при создании

средств информационно-аналитического обеспечения деятельности орга-

нов управления инженерно-авиационной службой (ИАС) целесообразно ис-

пользование методологии системы сбалансированных показателей (ССП).

Применение данной методологии позволит трансформировать стратегию

управления силами и средствами ИАС авиационных частей и соединений в

полный набор ключевых показателей эффективности (КПЭ), количествен-

ные значения которых будут свидетельствовать о достижении цели управ-

ления и обеспечат целенаправленный мониторинг наиболее существенных

показателей деятельности органов управления ИАС.

Несмотря на противоречивый характер КПЭ, их учет в настоящее

время является классической и проверенной методикой оценки деятельно-

сти различных органов управления, доказавшей свою эффективность за

276

годы своего существования [1]. Следовательно, данный подход может быть

применен и для оценки деятельности органов управления ИАС.

Как следует из стратегической карты, представленной на рисунке 1, к

наиболее значимым направлениям достижения поставленных целей (пер-

спективам) деятельности органов управления ИАС относятся следующие:

- обучение и развитие – наиболее важные КПЭ подготовки специали-

стов органов управления ИАС и совершенствования организационно-техни-

ческих основ деятельности этих органов;

- внутренние процессы – значения КПЭ процессов деятельности ор-

ганов управления ИАС;

- потребители информации – результаты анализа значений КПЭ дея-

тельности органов управления ИАС;

- результат – обобщенные итоги деятельности органов управления

ИАС, связанные с повышением ее эффективности.

Рисунок 1 – Стратегическая карта ССП деятельности органов управления ИАС

Фрагмент процесса каскадирования КПЭ деятельности органов

управления ИАС представлен в таблице 1.

277

Таблица 1 – Фрагмент процесса каскадирования КПЭ деятельности органов управления ИАС

Стратегическая цель Показатель

Оборона и безопасность государства

Повышение эффективности боевой под-

готовки авиационных частей и соедине-

ний

Значения показателей боевых потенциа-

лов

Потребители информации

Повышение эффективности выполнения

стратегических решений

% выполненных мероприятий Плана дея-

тельности органа управления ИАС

Внутренние процессы

Повышение эффективности функциони-

рования средств управления

Своевременность предоставления ин-

формации

Обучение и развитие

Повышение квалификации должностных

лиц органов управления ИАС

% должностных лиц органов управления,

прошедших повышение квалификации

Как следует из представленной таблицы, процесс каскадирования по-

казателей распространяется на все уровни деятельности органов управления

ИАС и связан с оценкой КПЭ этой деятельности на каждом уровне управле-

ния. Значение каждого i -го КПЭ может получено по формуле (1):

( )100%,

( )

Ф Мi

П М

N NКПЭ

N N

(1)

где ФN – фактическое значение КПЭ;

ПN – плановое значение КПЭ;

МN – минимальное значение КПЭ. Общая характеристика деятельно-

сти органа управления может быть получена на основе формулы (2):

1

,n

i i

i

КПЭ КПЭ

(2)

где i – весовые коэффициенты, учитывающие вклад i -го КПЭ в ре-

шение всех задач, стоящих перед органом управления ИАС. Значения этих

коэффициентов могут быть получены на основе использования метода ана-

лиза иерархий [2].

В случаях, когда фактические результаты деятельности органов

управления характеризуется большим набором КПЭ, их сравнение с плано-

выми значениями может быть осуществлено на основе сверток этих харак-

теристик. Например, такая свертка может быть осуществлена по методике,

подробно изложенной в [2].

Таким образом, применение методологии ССП для оценки деятельно-

сти органов управления ИАС позволит:

- идентифицировать процессы деятельности органов управления

ИАС, которые нуждаются в совершенствовании;

- составить представление о направлениях развития деятельности ор-

ганов управления ИАС с течением времени;

278

- оценить результаты начатых или завершенных преобразований дея-

тельности органов управления ИАС.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Ямпольский С.М., Анисимов Е.Г. Концептуальные и методологиче-

ские основы создания систем информационно-аналитического обеспечения

деятельности органов военного управления Российской Федерации. М.:

ВАГШ ВС РФ, 2018. 151 с.

2 Ямпольский С.М., Рубинов В.И. Методологический подход к

выбору информационно-технологической основы системы информа-

ционного взаимодействия участников послепродажного обслуживания

авиационной техники // Сборник научных статей по материалам V

Международной НПК «Академические Жуковские чтения». Воронеж:

ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018. С. 294-309.

УДК 629.7.018.3

А.Г. ЯШИН, А.Н. ПОПОВ АО «АВИААВТОМАТИКА» им. В.В. Тарасова» (г. Курск)

МЕТОДИКА СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКОГО СИНТЕЗА

СТЕНДА ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ЭЛЕМЕНТОВ ВЕРТОЛЕТА С

СООСНЫМИ ВИНТАМИ

Стенд для испытаний элементов вертолета с соосными винтами отно-

сится к авиационной испытательной технике, а именно к стендам для испы-

таний несущих винтов, главных валов, автомата перекоса, привода несущих

винтов, силовой установки, системы электроснабжения, системы прогно-

стики и диагностики технического состояния, системы контроля и регистра-

ции полетной информации, радиоэлектронной аппаратуры из состава пило-

тажного комплекса.

Выбор эффективного варианта стенда для испытаний элементов вер-

толета с соосными винтами осуществлялся с использованием усеченного

метода многокритериального ранжирования.

Совокупность критериев формируется на основе использования

основных положений теории систем, системного анализа, анализа

назначения стенда, целей его создания, требований технического задания,

особенностей функционирования стенда и возможных сценариев его

применения.

279

Рисунок 1 - Стенд для испытаний элементов вертолета с соосными винтами

В результате проектирования, при помощи данной методики, разра-

ботанный стенд для испытаний элементов вертолета с соосными винтами

имеет следующие функции:

1) проверка конструктивных решений, качества изготовления и

сборки несущей системы;

2) проверка работы двигателя на всех режимах эксплуатации;

3) определение параметров и отработка силовой установки при изме-

нениях нагрузки в системе электроснабжения и на несущих винтах;

4) определение параметров и отработка привода дроссельной за-

слонки двигателя по командам от пилотажно-навигационного комплекса;

5) отработка электромеханических приводов управления автоматами

перекоса по командам от пилотажно-навигационного комплекса;

6) моделирование на управляющем компьютере режимов полета лета-

тельного аппарата;

7) отработка алгоритмов функционирования пилотажно-навигацион-

ного комплекса в зависимости от режимов полета летательного аппарата;

8) определение параметров и проверка работоспособности системы

охлаждения двигателя и редуктора путем измерения температур;

9) определение характеристики расхода топлива в зависимости от из-

менения условий применения летательного аппарата;

10) измерение тепловых полей силовой установки и несущей системы;

11) имитация вибронагружения от несущих винтов, проверка автоко-

лебаний в проводке управления автоматами перекоса и т.д.

Порядок работы устройства делится на этапы:

- подготовительный;

280

- основной;

- аварийный.

Использование стенда для испытаний элементов вертолета с соос-

ными винтами в авиационной испытательной технике позволяет сократить

время и стоимость наземных-стендовых испытаний элементов вертолета с

соосными винтами, за счет отсутствия необходимости создания и эксплуа-

тации отдельных устройств - стендов для обеспечения автономных испыта-

ний каждого составного элемента вертолета. Кроме того, обеспечивается

возможность выявить конструктивные несовершенства вертолета на ранних

этапах его проектирования, за счет интеграции и комплексной отработки

(испытаний) основных систем вертолета в составе одного

устройства.

Использование методики структурно-параметрического синтеза

стенда для испытаний элементов вертолета с соосными винтами позволило

в значительной мере сократить временные и финансовые затраты при его

проектировании.

281

ОГЛАВЛЕНИЕ

РАЗДЕЛ 17

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННОЙ

ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКИ ............................................................................... 7

Е.Е. АБАЛИХИН, В.М. ДМИТРИЕВ7

Особенности исследования характеристик аккумуляторных батарей .......... 7

Р.В. АВДЕЕВ, В.М. ДМИТРИЕВ8

Особенности измерения параметров электрических машин с применением

АЦП E14-440 ........................................................................................................ 8

А.С. БОЧАРОВ, А.Э. ГОРЛОВ, И.В. ПИЩУЛИН10

Анализ возможностей применения искусственных нейронных

систем в задачах управления авиационным электроприводом ................... 10

А.С. БОЧАРОВ, К.В. КУЧЕВСКИЙ, И.В. ПИЩУЛИН13

Анализ требований нормативно-технической документации

к нормам качества электроэнергии в системах электроснабжения

воздушных судов ............................................................................................... 13

В.В. БРАТИКИН, В.П. НАПОЛЬСКИЙ16

Разработка бесконтактного электромашинного преобразователя для

бортовой системы переменного тока .............................................................. 16

Ю.М. ВИННИКОВ, В.П. НАПОЛЬСКИЙ18

Разработка оптико-электронного измерителя жидкостей,

устойчивого к электромагнитным воздействиям........................................... 18

В.М. ДМИТРИЕВ20

Особенности построения и использования программируемых нагрузок

постоянного тока ............................................................................................... 20

В.М. ДМИТРИЕВ21

Применение высоколинейных оптопар для обеспечения гальванической

развязки .............................................................................................................. 21

О.В. ИВУШКИН, В.П. НАПОЛЬСКИЙ23

Разработка регулятора напряжения бортовой системы переменного тока,

устойчивого к внешним возмущающим воздействиям ................................. 23

Ф.Р. ИСМАГИЛОВ, В.Е. ВАВИЛОВ25

Отказоустойчивый высокооборотный магнитоэлектрический генератор

для перспективных каналов генерирования электроэнергии летательных

аппаратов ............................................................................................................ 25

К.В. КАПЕЛЬКО26

Задачи управления электропотреблением при эксплуатации

летательных и стационарных объектов .......................................................... 26

К.В. КАПЕЛЬКО30

Анализ применения электромеханических преобразователей на

магнитных подшипниках в перспективных летательных аппаратах ........ 30

282

А.Г. КАПУСТИН, А.А. САНЬКО32

Особенности проектирования нейронных сетей в среде matlab для

управления системами авионики ..................................................................... 32

Р.П. КОХАНОВ, С.А. ОБОЛОНКОВ34

Требования, предъявляемые к перспективным СЭС ВС ............................. 34

Р.П. КОХАНОВ, М.А. ХАТУНЦЕВ38

Результаты анализа состояния и направлений развития СЭС ВС ............... 38

С.В. КУЧЕВСКИЙ, Г.А. АХМЕДОВ41

Концепция развития синхронной связи в авиации ........................................ 41

В.В. ЛИХОШЕРСТ43

Практический подход к построению имитационной модели следящего

электропривода .................................................................................................. 43

А.Ю. ЛОКТИКОВ, А.С. БОЧАРОВ, В.В. САФОНОВ, И.В. ШАРОВ45

Применение среды Simulink для реализации алгоритма работы системы

электроснабжения постоянного тока самолета Су-30СМ при отказах

источников электроэнергии ............................................................................. 45

А.Г. НЕПЕЙПИЕВ, С.А. ЛЫЧАГОВ, А.В. ЛУЧИН48

Имитационное моделирование дизель-электрического агрегата с

переменной скоростью вращения вала в условиях кусочно-постоянной

электрической нагрузки .................................................................................... 48

А.Ю. НЕПОМИЛУЕВ, В.Е.ГРЕЦОВ, И.Н.РУХЛЯДЕВ49

Влияние отказов электрооборудования на безопасность эксплуатации

воздушных судов ............................................................................................... 49

А.Е. РОЩУПКИН, Р.П. КОХАНОВ51

Результаты анализа состояния и направлений развития авиационных

систем зажигания .............................................................................................. 51

А.А. САНЬКО, Д.А.СМОЛЬСКИЙ54

Контрольно-проверочная аппаратура для контроля работоспособности

блока регулирования защиты и управления типа БРЗУ-115 ........................ 54

А.Н. ТОКАРСКИЙ, А.С. БОЧАРОВ, С.И. КНЯЗЕВ55

Концепция унификации энергетических комплексов ................................... 55

А.Н. ТОКАРСКИЙ, В.П. НАПОЛЬСКИЙ, П.В. ПАВЛОВ, В.В. САФОНОВ57

Концепция совершенствования методов преподавания на примере

дисциплин: «Авиационные электрические машины» и «Авиацинные

электротехнические материалы» ..................................................................... 57

С.П. ХАЛЮТИН, А.Я. КАШИН59

Система автономного электроснабжения военных аэродромов с

использованием возобновляемых источников энергии ................................ 59

Д.А. ЦЫГАНОВ, А.С. КУЗНЕЦОВ61

Особенности применения импульсного источника питания на нагрузку в

виде лампы накаливания .................................................................................. 61

283

А.А. ШИПИЛОВ, А.С. БОЧАРОВ, А.Ю. ЛОКТИКОВ, И.В. ШАРОВ63

Применение среды Simulink для контроля показателей качества

электроэнергии в имитационной модели электроэнергетического

комплекса самолета СУ-30СМ......................................................................... 63

РАЗДЕЛ 267

СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ

ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННЫХ СИСТЕМ ...................................................... 67

А.Б. БЕЛЬСКИЙ67

Требования к оптико-электронным системам для современных и

перспективных вертолетов ............................................................................... 67

Д.С. БРОНДЗ, А.С. ЖДАНОВ, С.А. МАТВЕЕВ, С.А. РУДЫКА, С.Ю. СТРАХОВ, А.Н. СЫРЦЕВ, Д.М. ЯРЫГИН70

Лазерно-телевизионный модуль в вертолётном комплексе обеспечения

поисково-спасательных операций, проводимых в условиях арктики ......... 70

И.Э. ВОЛЬФ, П.В. ПАВЛОВ, К.С. ЗАЙЦЕВ72

Метод анализа цифровой голограммы как инструмент выявления

посторонних частиц при контроле состава авиационного топлива ............ 72

Д.О. ДЕДУШЕВ, Е.А. ЛЕВШИН74

Обоснование необходимости совершенствования систем разведки и поиска

подводных объектов .......................................................................................... 74

М.П. ЖИЛКИН, Е.А. ЛЕВШИН77

Обоснование необходимости совершенствования систем

автоматической посадки летательных аппаратов ......................................... 77

А.А. ЕСЕВ, Г.А. ХАБИБУЛЛИН79

Методическое обеспечение квалиметрии гиростабилизированных

оптико-электронных систем боевых вертолетов ........................................... 79

Д.С. МОНГУШ81

Оптико-электронная система межсамолетной навигации беспилотного

летательного аппарата типа конвертоплана ................................................... 81

Д.С. МОНГУШ84

Оптико-электронная система коррекции навигационного комплекса ........ 84

П.В. ПАВЛОВ, И.Э. ВОЛЬФ, А.А. БОГДАНОВ85

Метод цифровой спекл-фотографии как перспективный инструмент

оптического контроля состояния вооружения и военной техники .............. 85

П.В. ПАВЛОВ, И.Э. ВОЛЬФ, М.Р. НУРМАГОМЕДОВ87

Контроль остекления кабин воздушных судов методом

спекл-структур оптического излучения .......................................................... 87

Е.А. РЯБИНИНА, В.А. СМОЛИН89

Разработка алгоритма работы измерительно-вычислительного комплекса

для измерения энергетической яркости атмосферы ...................................... 89

Д.Ю. СВЕРЧКОВ, Е.А. ЛЕВШИН91

Современное состояние и перспективы развития оптико-электронных

средств воздушной разведки ........................................................................... 91

284

А.Н. СКОМОРОХОВ, В.В. ЯСТРЕБОВ93

Возможности современных прицельно-навигационных комплексов

самолетов фронтовой бомбардировочной авиации перспективы их

развития .............................................................................................................. 93

С.О. СТОЛБОВ, Г.В. НИКАНДРОВ95

Технологии технического зрения с применением систем лазерного

сканирования и локации ................................................................................... 95

А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ, А.Н. ГАНАГИН, А.В. ГАРНЫШЕВ99

Практические аспекты разработки методического обеспечения

наземных испытаний оптико-электронных систем самонаведения ............ 99

А.В. ТЕПЛОВОДСКИЙ, А.Н. ГАНАГИН. А.В. МУХИН101

Обоснование специальныхтехнических требований к комплексам

полунатурного моделирования для исследований характеристик

помехоустойчивости оптико-электронных систем наведения

перспективных авиационных средств поражения ......................................... 101

А.В. ЧЕГЛОВ, С.В. ДЕДОВ, А.В. ШАБАНОВ, Г.В. ШУМЕЙКО103

Анализ показателей качества выделения облачных объектов на

изображениях, полученных от оптико-электронных средств

воздушного наблюдения ................................................................................. 103

В.И. ЧУКИТА, Э.А. СЕНОКОСОВ105

Цифровое устройство преобразования выходного сигнала позиционно-

чувствительного фотоприемника CdSe/слюда ............................................. 105

А.В. ШАРАМЕТ, О.В. КОВРИГО107

Анализ результатов стабилизации изображения, формируемого на

миниатюрном беспилотном летательном аппарате ..................................... 107

В.В. ШИПКО, В.С. КОНОВ, О.Ю. АКУЛОВ109

Анализ гиперспектральных камер для беспилотных

летательных аппаратов ................................................................................... 109

С.Б. ШУБИН, А.А. МИШИН111

Современные лазерные телевизионные системы наведения как составная

часть прицельного навигационного комплекса ........................................... 111

РАЗДЕЛ 3113

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ

ИНФОРМАЦИОННО-УПРАВЛЯЮЩИХ КОМПЛЕКСОВ

ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ................................................................ 113

Р.Н. АБДУЛОВ, Х.Г. АСАДОВ113

Вопросы повышения помехоустойчивости GPS/INS

навигационных систем авиасредств .............................................................. 113

Д.В. АГАФОНОВ, Е.В. ГОЛИКОВ, К.В. ПЯТНИЦКИЙ, В.А. ХАЛИН ...... 115

Основные направления совершенствования учебно-тренировочных

средств в авиации вооруженных сил российской федерации ................... 115

285

Д.В. АГАФОНОВ, Е.В. ГОЛИКОВ, К.В. ПЯТНИЦКИЙ, Е.А. ТЮЛИН117

Применение шлема виртуальной реальности в составе

технических средств обучения ...................................................................... 117

О.Ю. АКУЛОВ, А.А. МОЖАЕВ119

Система регенерации воды из атмосферной влаги на международной

космической станции ...................................................................................... 119

О.Ю. АКУЛОВ, М.А. ГОРЧАКОВ, Г.Г. ГОРДЕНИН121

Методика автоматизации управления полетом воздушного

судна в режиме противоракетного маневра ................................................. 121

О.В. БЕЛОУСОВА, О.В. БИСЕНОВ, В.С. КНИГА122

Математическое моделирование микромеханической системы

ориентации при маневрировании беспилотного самолета-мишени .......... 122

Н.Б. БЕХТИНА124

Моделирование движения воздушного судна в сложных

метеоусловиях на пробеге .............................................................................. 124

А.С. БИРЮКОВ, A.И. ЕРМАКОВ, И.С. ШОШИН126

Виртуализация оборудования систем управления летательным

аппаратом для улучшения процесса разработки программ управления ... 126

С.А. БОЛОТНОВ, А.И. НЕИЗВЕСТНЫХ, Ю.Н. ГЕРАСИМЧУК, С.К. КИСЕЛЕВ128

Астроинерциальная навигационная система ................................................ 128

В.Е. БОРИСОВ, В.А. БОРСОЕВ, В.В. БОРСОЕВА129

Построение модулей голосового управления в тренажерных

системах для подготовки офицеров боевого управления ........................... 129

С.В. ВАСИЛЬЕВ, В.А. ДЕМЧУК131

К вопросу об обеспечении функциональной устойчивости

интегрированной вычислительной системы летательного аппарата......... 131

А.И. ВОЛЧИХИН, И.А.ВОЛЧИХИН, С.И.ШЕПИЛОВ, Ю.В.ВЕДЕШКИН134

Технологические особенности производства ВТГ с металлическим

резонатором для авионики ............................................................................. 134

В.Н. ГАРМАШ, Д.М. КОРОБОЧКИН, С.А. МАТВЕЕВ, С.А. РУДЫКА, А.Н. СЫРЦЕВ136

Обработка многоспектральной информации в вертолетном комплексе

обеспечения поисково-спасательных операций ......................................... 136

И.М. ГОЛЕВ, Е.А. НИКИТИНА, Т.И. ЗАЕНЦЕВА138

Магнитометрическая система для локальной навигации

подвижных объектов ....................................................................................... 138

А.А. ГОЛУБЕВА, КУЛАНОВ Н.В140

Методика и результаты оптимизации этапа набора высоты

в задаче вертикальной навигации самолётов гражданской и

военно-транспортной авиации ....................................................................... 140

286

В.Л. ДАВЫДОВ, С.А.ГОРБАЧЕВ142

К вопросу о возможностях прицельно- навигационных комплексов

современных самолетов истребительной авиации и перспективы их

развития ............................................................................................................ 142

А.А. ДЕДЯЕВ, С.Б. МИХАЙЛЕНКО, М.А. ЗАМЫСЛОВ144

Особенности информационного обеспечения посадки беспилотного

летательного аппарата самолетного типа на малую площадку .................. 144

Д.А. ДЬЯКОВ, И.В. РОЖКОВ, К.Е. РОГАЧЕВСКИЙ146

Общие требования к тренажеру подготовки расчета беспилотного

авиационного комплекса ................................................................................ 146

Е.В. ЕВТУШЕНКО, А.Н. ВОЛОДИН, Н.В. ШТАНЬКОВА149

Анализ проблемы выработки обоснованных решений при выполнении

задач с применением беспилотных летательных аппаратов ...................... 149

Д.И. ЕГОРОВ, В.А. КРИВОНОЖЕНКОВ, А.С. ЦЕЛИКОВ151

Анализ перспектив развития средств воздушной навигации ..................... 151

Е.Ю. ЗЫБИН, В.В. КОСЬЯНЧУК, В.В. ГЛАСОВ153

Непараметрический метод управления состоянием воздушного судна.... 153

В.О. КОЗЬЕВ, Г.Н. ВЕРЕЩАГИНА, Г.В. ШУМЕЙКО154

Использование метода мультилатерации при определении координат

воздушных объектов ....................................................................................... 154

А.В. КОМАРОВ, Е.К. КИЧИГИН157

Способ автоматического управления продольным движением

летательного аппарата при выполнении посадки ........................................ 157

А.В. КОМИССАРОВ, В.А. КОЖЕНКОВ159

Принципы разработки методики эквивалентно-циклических

испытаний на основе HALT ........................................................................... 159

С.Ф. СКОРИНА165

Cтруктурный анализ концепции неопределенноси измерений в нано-

электромеханических сенсорах параметров движения ............................... 165

С.О. КОРОНКОВ167

Комплекс исследования резервов внимания летчика вертолета при

тренажерной подготовке ................................................................................ 167

С.А. КОРШАК, В.Р. ВАШКЕВИЧ, Д.А. ШОМАНКОВ169

Применение нейронных сетей в задачах классификации элементов

взлета и посадки самолета .............................................................................. 169

О.Г. ЛАПУКА, Д.А. РАХОЦКИЙ171

Способ формирования ретрансляционных помех РЛС с

синтезированием апертуры, основанный на приближенной

сепарабилизации матричных сигналов ......................................................... 171

О.Г. ЛАПУКА, А.Н. ПОСКРЕБЫШЕВ173

Анализ результатов влияния помех дальномерному каналу РЛС

на параметр телеуправления ракетой по методу пропорциональной

навигации ......................................................................................................... 173

287

И.К. МАКАРОВ, И.А. ЗАВОЛОКИН175

Алгоритм управления подфюзеляжным авиационным средством

поражения в составе сверхзвукового самолета-носителя ........................... 175

В.В. МАТВЕЕВ, В.Я. РАСПОПОВ177

Бесплатформенная инерциальная навигационная система на

волновых твердотельных гироскопах ........................................................... 177

В.В. МАТВЕЕВ, М.Г. ПОГОРЕЛОВ, В.Я. РАСПОПОВ179

Анализ системы сопровождения подвижных объектов на

МЭМС-гироскопах .......................................................................................... 179

Ю.Б. МОИСЕЕВ, Т.Ю. НАЗАРЕНКО181

Особенности антропометрических характеристик летного

состава дальней авиации ................................................................................ 181

Д.С. МОНГУШ183

Автоматическая посадка летательного аппарата ......................................... 183

Д.С. МОНГУШ185

Алгоритм определения взаимных координат беспилотного воздушного

судна на основе технологии технического зрения ...................................... 185

С.С. МЯЧИН, Д.И. АРМИЗОНОВ, С.Н.БУЛГАКОВ186

Особенности прицельно-навигационных комплексов самолётов

военно-транспортной авиации ....................................................................... 186

А.В. НИКИТИН, Д.А. ЕГОРОВ, А.С. ПЕНЬКОВ, Е.В. РАМЗАЕВ, С.И. ХАКИМУЛЛИН ............................................................................................. 187

Комплексная аэромеханическая система измерения параметров

вектора ветра на борту одновинтового вертолета ....................................... 187

В.М. НОВИКОВ189

Решение задач интеллектуальной поддержки экипажа в части

реконфигурации КБО при отказах ................................................................ 189

Е.В. ОЗЕРОВ, А.Ю. САВЧЕНКО, В.А. КРИВЦОВ192

Сетевые протоколы, применяемые в системах бортового

оборудования летательных аппаратов .......................................................... 192

А.А. ПЛЯЦОВОЙ, Б.Е. ФЕДУНОВ194

Система интеллектуальной поддержки командира группы

истребителей сопровождения на этапе полета «МАРШРУТ-1» ................ 194

И.В. РОЖКОВ196

Инвариантный контур угловой стабилизации беспилотного

летательного аппарата .................................................................................... 196

С.В. РЫБАКОВ198

Многофункциональный приемник воздушного давления .......................... 198

С.С. СЕМЕНОВ, А.В. ПОЛТАВСКИЙ199

Системный подход к формированию облика ударного беспилотного

летательного аппарата .................................................................................... 199

288

С.С. СЕМЕНОВ202

Оценка возможности и пути создания сложных технических систем

опережающего уровня в области военных технологий .............................. 202

Е.И. СТЕПНОВА, С.К. КИСЕЛЕВ203

Способ отображения пилотажной информации на экране

пилотажно-навигационного индикатора летательного аппарата

на этапе посадки .............................................................................................. 203

Н.А. УС, А.А. АВЕРШИН, С.П. ЗАДОРОЖНИЙ206

Интегрированный оптический смеситель для формирования

интерференционной картины кольцевого моноблочного гироскопа ........ 206

М.Е. ФУРСОВ208

О возможностях графической среды программирования Labview в

подготовке инженерно-технического состава ВКС ..................................... 208

В.В. ХАРИТОНОВ, В.В. ПЕНЧУЧЕНКО, А.А. МИЩЕНКО, С.П. ДРАГАН209

Комплексная характеристика условий труда летного состава

маневренной авиации по акустическому фактору ....................................... 209

В.К. ХАРЧЕНКО, А.Д. КУЗНЕЦОВ, В.Н. МАКАРЕНКО211

Перспективы развития исполнительных элементов в системах

управления современных самолетов ............................................................. 211

В.П. ХАРЬКОВ213

Конструирование алгоритмов управления на основе концепции

обратных задач динамики .............................................................................. 213

С.Д. ЧИСТОВ, А.А. ЛУКАШ, С.А. АЙВАЗЯН, Н.К. ШКУРКО216

Психофизиологическое обоснование унификации отображения

параметров полета на многофункциональных индикаторах ...................... 216

С.Д. ЧИСТОВ, Ю.А. КУКУШКИН, С.К. СОЛДАТОВ, А.В. БОГОМОЛОВ, Ю.Ю. КИСЛЯКОВ218

Показатели оценки профессиональной работоспособности оператора в

условиях воздействия неблагоприятных факторов ..................................... 218

А.В. ШАРАМЕТ, В.В. КОВАЛЕВИЧ220

Решение задачи определения местоположения неподвижного

источника радиоизлучения в однопозиционной бортовой

радиолокационной системе ............................................................................ 220

РАЗДЕЛ 4222

УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНИЧЕСКИМ СОСТОЯНИЕМ

АВИАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ ................................................... 222

Б.А. АЛПАТОВ, П.В. БАБАЯН, В.В. СТРОТОВ222

Перспективные технологии обработки и анализа изображений для

повышения ситуационной осведомленности при пилотировании

летательных аппаратов ................................................................................... 222

289

А.А. АСВАРОВ, А.В. ГЕРВАЛЬД223

Организация поиска складов с запасами для формирования путей

доставки запасных частей в авиационные части ......................................... 223

Ю.В. ВИЗИЛЬТЕР225

Современное состояние задачи автоматического обнаружения и

распознавания объектов системами технического зрения .......................... 225

О.В. ВЫГОЛОВ225

Семантическая сегментация изображений в задачах улучшенного и

синтезированного видения ............................................................................. 225

В.А. ДЕМЧУК, А.Н. ТОКАРСКИЙ, А.С. БОЧАРОВ226

Особенности жизненного цикла изделий применительно к

инженерно-авиационному обеспечению полетов авиации ......................... 226

В.А. ДЕМЧУК, А.Н. ТОКАРСКИЙ, А.С. БОЧАРОВ228

Концепция формирования развивающихся больших сложных систем .... 228

М.А. КАЛИНИН, А.А. ПАПКО, А.В. ПОСПЕЛОВ231

Опыт разработки систем вибродиагностики изделий

ракетно-космической и авиационной техники ............................................. 231

В.И. КОНОТОП, С.А. БЕВЕРАКИ, Г.И. ЗАХАРЕНКО233

Использование системы технического зрения для коррекции ИНС ......... 233

Д.П. КОПИЙ, А.В. ГЕРВАЛЬД235

Эксплуатационная и ремонтная документация инженерной

авиационной службы в виде интерактивного электронного

технического руководства .............................................................................. 235

Д.А. КОРСУН, А.А. САНЬКО236

Диагностическое обеспечение аппаратуры регулирования и защиты

авиационных генераторов на основе цифровой элементной базы ........... 236

В.В. КОСЬЯНЧУК, Е.Ю. ЗЫБИН, Ю.В. БОНДАРЕНКО, А.Ю. ЧЕКИН239

Непараметрические методы контроля и диагностирования отказов

датчиков параметров полета воздушного судна .......................................... 239

И.И. КУКОБА241

Мониторинг отказов систем цифрового пилотажно-навигационного

оборудования на начальном этапе технической эксплуатации .................. 241

А.В. ЛЕНЬШИН, А.А. ЗЕЗЮЛИН, В.В. ЛЕБЕДЕВ243

Особенности импортозамещения электронной компонентной

базы в специальной технике........................................................................... 243

А.И. ЛОСКУТОВ, В.А. КЛЫКОВ, Д.Б. СЕМЕНЮК, А.И. РЫЛЬКОВ245

Подход к техническому диагностированию авиационного

бортового радиоэлектронного оборудования при проведении

испытаний на основе полимодельного подхода с иерархическим

принципом ........................................................................................................ 245

290

А.И. ЛОСКУТОВ, Д.Б. СЕМЕНЮК, А.В. СТОЛЯРОВ248

Деструктивное влияние недоработок в диагностическом обеспечении

авиационного бортового радиоэлектронного оборудования

на эффективность проведения летных испытаний в структуре

информационно-телеметрического обеспечения ......................................... 248

А.А. ЛЮБОВЕЦ, Л.Н. ЧУВЫЧКИН, И. А. ПОРОХНЯ251

Предложения по совершенствованию контроля и прогнозирования

технического состояния авиационного оборудования самолетов-

истребителей .................................................................................................... 251

А.А. ЛЮБОВЕЦ, Л.Н. ЧУВЫЧКИН, И.Р. АБДУРАЗАКОВ, Д.Е. ТАТАРЕНКО254

Предложения по совершенствованию контроля авиационного

оборудования самолета-истребителя бортовыми и наземными

средствами ........................................................................................................ 254

Д.С. МОНГУШ257

Коррекция навигационной системы по лазерным ориентирам .................. 257

Д.С. МОНГУШ259

Многофункциональная система технического зрения беспилотного

летательного аппарата .................................................................................... 259

А.В. НАРКЕВИЧ261

Особенности концепции обеспечения безопасной эксплуатации

авиационных баллонов высокого давления на воздушных судах

военного назначения ....................................................................................... 261

Е.В. ОЗЕРОВ, В.А. ШУРМАН263

Логический парный мониторинг в избыточных комплексах

оборудования ................................................................................................... 263

В.И. РУБИНОВ, В.В. САФОНОВ, А.Ю. ПЛАТОНОВ, Д.А. СИЛАЕВ265

Основные принципы проведения анализа видов, последствий и

критичности отказов ....................................................................................... 265

С.М. СОКОЛОВ, А.А. БОГУСЛАВСКИЙ, Н.Д. БЕКЛЕМИШЕВ267

О возможностях и практике использования СТЗ для информационного

обеспечения летательных аппаратов ............................................................. 267

С.О. СТОЛБОВ, Г.В. НИКАНДРОВ268

Технологии технического зрения с применением систем лазерного

сканирования и локации ................................................................................. 268

А.П. ТАНЧЕНКО, Р.Д. СИЛАКОВ, А.М. ФЕДУЛИН269

Решение задачи навигации беспилотного летательного аппарата с

использованием методов видеонавигации ................................................... 269

А.В. ЧЕРНОДАРОВ271

Контроль, диагностика и оптимизация структуры резервированных

инерциально – спутниковых навигационных систем .................................. 271

291

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ, В.И. РУБИНОВ, Е.Н. ЯМПОЛЬСКАЯ272

Перспективная база знаний для информационно-аналитического

обеспечения деятельности органов управления

инженерно-авиационной службой ................................................................. 272

С.М. ЯМПОЛЬСКИЙ, В.И. РУБИНОВ, М.С. ЯМПОЛЬСКИЙ275

Оценка деятельности органов управления инженерно-авиационной

службой по ключевым показателям эффективности ................................... 275

А.Г. ЯШИН, А.Н. ПОПОВ278

Методика структурно-параметрического синтеза стенда для испытаний

элементов вертолета с соосными винтами ................................................... 278

Научное издание

АКТУАЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ ИССЛЕДОВАНИЙ В АВИОНИКЕ:

ТЕОРИЯ, ОБСЛУЖИВАНИЕ, РАЗРАБОТКИ

Сборник тезисов докладов

VI Международной научно-практической конференции

«АВИАТОР»

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. 11.03.19 г. Формат 60×90 1/16.

Бумага офсет. Печ. л. . Бесплатно