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
This document is posted to help you gain knowledge. Please leave a comment to let me know what you think about it! Share it to your friends and learn new things together.
Transcript
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»
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
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-
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
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.
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-
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
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
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-
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-
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-
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.
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
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.
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-
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-
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-
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-
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
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
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).
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
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-
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
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-
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-
(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.
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
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.
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
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-
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-
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
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.
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
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-
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-