Civil Aviation High TECHNOLOGIES (E-Journal) / Научный вестник МГТУ ГА
Not a member yet
885 research outputs found
Sort by
О применении нечетких нейронных сетей в рамках рискориентированного подхода к контрольно-надзорной деятельности в гражданской авиации
Get PDFA risk-oriented approach implemented in conducting control and supervisory activities in Civil Aviation organizations makes it possible to increase the effectiveness of such activities, the objectivity of assessments, to reduce costs and the additionalburden on business. The main provisions, regulating the activities of control and supervision bodies, including the issues of risk assessment, are generally specified in regulatory documents. However, uncertainty remains regarding the use of so-called risk indicators, which are designed to forecast risks for flight safety. Currently, there are no guidelines on the number and composition of such indicators, there are no methods to use them for the intended purpose. The article proposes a solution to this problem using elements of artificial intelligence. Based on the example of risk indicators distinctive for air traffic service organizations, the feasibility of forecasting the level of risk through a fuzzy (hybrid) neural network is shown. As is well known, such hybrid structures, combining neural networks and fuzzy logic, collect the best properties of both methods. The formation of a set of risk ndicators and initial data for network training is carried out with the involvement of qualified experts with extensive experience in flight safety management and control and supervisory activities. The trained network allows us to quantify a forecasted level of risk in an airline based on the identified risk indicators considering the degree of their manifestation. All the stages of building and using the network in the ANFIS editor of the MATLAB software package are shown. The proposed method can also be used in the flight safety management systems for various providers of aviation services.Рискориентированный подход, реализуемый при проведении контрольно-надзорных мероприятий в организациях гражданской авиации, позволяет повысить эффективность таких мероприятий, объективность оценок, снизить расходы и дополнительную нагрузку на бизнес. Основные положения, регулирующие деятельность органов контроля и надзора, в том числе и в вопросах оценки рисков, в целом указаны в нормативных документах. Однако остается неопределенность в части использования так называемых индикаторов риска, которые предназначены для прогнозирования рисков для безопасности полетов. В настоящее время нет каких-либо указаний по количеству и составу таких индикаторов, отсутствуют методики их использования по назначению. В статье предлагается решение этого вопроса с использованием элементов искусственного интеллекта. На примере индикаторов риска, характерных для организаций обслуживания воздушного движения, показана возможность прогнозировать уровень риска посредством нечеткой (гибридной) нейронной сети. Как известно, такие гибридные структуры, объединяющие в себе нейронные сети и нечеткую логику, собирают наилучшие свойства обоих методов. Формирование набора индикаторов риска и исходных данных для обучения сети проводится с привлечением квалифицированных экспертов с большим опытом управления безопасностью полетов и контрольно-надзорной работы. Обученная сеть позволяет количественно оценить прогнозируемый уровень риска на авиапредприятии на основании выявленных индикаторов риска с учетом степени их проявления. Показаны все этапы построения и использования сети в редакторе ANFIS программного пакета Matlab. Предлагаемый метод может использоваться также и в системах управления безопасностью полетов различных поставщиков авиационных услуг
Характеристики достоверности эксплуатационного контроля функциональных систем и комплексов бортового оборудования воздушных судов
Get PDF The operational control system (OCS) of civil aircraft (A/C) airborne equipment is an important component of its technical operation system (TOS). Operational control is an integral part of the technical operation process. It makes it possible to assess the technical conditions (TC) of the objects to be monitored in various states of airborne equipment operation, aircraft preparation for flight, various types of maintenance and recovery. The main property of operational control is the reliability of control. The key task of operational control is not only to determine the type of technical condition, but also to quantify the correctness or erroneousness of decision-making. Control reliability characteristics (CRC) are quantitative indicators of the degree of objectivity in decision-making. Depending on the level of task details, it is necessary to distinguish the control reliability characteristics of units, functional systems (FS) and avionics suites for various means of operational control: built-in test equipment (BITE), on-board self-contained, ground-onboard and ground systems. The choice of the control reliability characteristics is based on the system analysis and the mathematical apparatus of logic, probability theory and mathematical statistics. Rational sets of technical states and decision-making about the technical conditions of functional systems and avionics suites are formed. Based on these sets, three groups of control reliability characteristics were identified. The first group consists of conditional probabilities of transitions in the operational control process under various types of control. The second group consists of unconditional probabilities of transitions in the operational control process under various types of control. The third group consists of a posteriori decision-making probability in the operational control process under various types of control. Analytical dependences for calculating the control reliability characteristics of three groups for functional systems and avionics suites and relationships between them are determined. The air-conditioning system was used to calculate the reliability of the control. Система эксплуатационного контроля (СЭК) бортового оборудования (БО) воздушных судов (ВС) гражданской авиации (ГА) является важной составляющей его системы технической эксплуатации (СТЭ). Эксплуатационный контроль – составная часть процесса технической эксплуатации. Он позволяет оценить технические состояния (ТС) объектов контроля (ОК) в различных состояниях функционирования БО, подготовки ВС к полету, различных видах технического обслуживания (ТО) и восстановлении. Основным свойством эксплуатационного контроля является достоверность контроля. Ключевая задача эксплуатационного контроля – не только определение вида ТС, но и количественная оценка правильности или ошибочности принятия решений. Характеристики достоверности контроля (ХДК) являются количественными показателями степени объективности принятия решений. В зависимости от уровня детализации задачи следует различать ХДК блоков, функциональных систем и комплексов БО для различных средств эксплуатационного контроля: встроенных, бортовых автономных, наземно-бортовых и наземных. Выбор ХДК основан на системном анализе и математическом аппарате логики, теории вероятности и математической статистики. Сформированы рациональные множества технических состояний и решений о технических состояниях функциональных систем и комплексов БО. На основании принадлежности к этим множествам определены три группы характеристик достоверности контроля. Первую группу составляют условные вероятности переходов процесса эксплуатационного контроля при различных видах контроля. Вторую группу составляют безусловные вероятности переходов процесса эксплуатационного контроля при различных видах контроля. Третью группу составляют апостериорные вероятности принятия решений в процессе эксплуатационного контроля при различных видах контроля. Определены аналитические зависимости для вычисления ХДК трех групп для функциональных систем и комплексов БО и взаимоотношения между ними. На примере системы кондиционирования воздуха проведены расчеты по достоверности контроля
Метод стробирования данных АЗН-В и его вероятностные модели
Get PDFThe article developed a gating technique that allows us to validate ADS-B data without the necessity to verify using the secondary surveillance radar or multilateration. Probabilistic models of the ADS-B data gating technique, as well as the algorithm for applying these models were proposed. Benchmark cases that occur when aircraft (A/C) positioning by ADS-B systems, determined by threshold values of navigation and pilot’s errors, were analyzed. The first benchmark case assumes not exceeding of navigation and pilot’s errors the bounds of the tolerance limits, which allows us to draw up a conclusion concerning the ADS-B data validation. The second one assumes exceeding of a pilot’s error the bounds of the tolerance limits under an allowable navigational error. Herewith, the air traffic controller (ATC) obtains a message about the proper ADS-B operation and the necessity to issue instructions to the pilot to correct a flight. The third benchmark case assumes exceeding of a navigation error the bounds of the tolerance limits under an allowable or not allowable pilot’s error. In this case, the ATC obtains a message about not valid ADS-B data and the incapability to use these systems. The simulation of the given benchmark cases was performed. In addition, the Rayleigh and Rice distributions were applied to implement the ADS-B data gating technique. The simulation results allow us to assess the required amount of accumulated ADS-B data for the evaluation. Thus, it was found that during the estimate based on the Rayleigh distribution, it is sufficient to accumulate 15–20 measurements, which, when transmitting 2 messages per second and under the condition of the normal ADS-B equipment operation, will take 8–10 s. During the estimate, using the Rice distribution, an accumulation of 25–30 measurements is sufficient, which will take 13–20 s. The developed method will allow the use of ADS-B systems at regional aerodromes with the low intensity of air traffic as the primary or sole surveillance means. В статье разработан метод стробирования, который позволяет оценить достоверность данных АЗН-В без необходимости проверки с помощью вторичного радиолокатора или многопозиционной системы наблюдения. Предложены вероятностные модели метода стробирования данных АЗН-В, а также алгоритм применения данных моделей. Проанализированы типовые ситуации, возникающие при определении местоположения воздушного судна с помощью систем АЗН-В, определяемые пороговыми значениями погрешностей навигации и пилотирования. Первая типовая ситуация предполагает невыход погрешностей пилотирования и навигации за пределы допуска, что позволяет сделать вывод о подтверждении достоверности данных АЗН-В. Вторая типовая ситуация предполагает выход погрешности пилотирования за пределы допуска при допустимой погрешности навигации, при этом диспетчер получает сообщение о корректной работе АЗН-В и о необходимости выдачи команды пилоту на корректировку полета. Третья типовая ситуация предполагает выход погрешности навигации за пределы допуска при допустимой или недопустимой погрешности пилотирования; в этом случае диспетчер получает сообщение о том, что достоверность данных АЗН-В не подтверждается и применять эти системы нельзя. Выполнено моделирование этих типовых ситуаций, при этом для реализации метода стробирования данных АЗН-В применялись распределения Рэлея и Райса. Результаты моделирования позволяют оценить требуемое количество накопленных данных АЗН-В для проведения достоверной оценки. Так, было установлено, что при выполнении оценки с применением распределения Рэлея достаточно накопления 15–20 измерений, что при передаче двух сообщений в секунду и при условии штатной работы оборудования АЗН-В потребует 8–10 с. При выполнении оценки с применением распределения Райса достаточно накопления 25–30 измерений, что потребует 13–20 с. Разработанный метод позволит применять системы АЗН-В на региональных аэродромах с низкой интенсивностью полетов как основное или единственное средство наблюдения.
Использование интерактивного макета кабины экипажа самолета ДА-42T в учебном процессе
Get PDFWhen conducting training sessions at an aviation university, it is advisable to demonstrate samples of aeronautical equipment, individual elements of systems and accessories, or use specialized stands and posters. However, when studying modern types of training aircraft, the cockpits of which contain multifunction displays, complications arise when absorbing training resources. When studying multi-function display cockpits, it is necessary to use interactive training devices in which displays must operate under power and possess the required capabilities. Training on hardware is impracticable in some cases, and unadvisable in others. The use of the integrated simulator for training in various disciplines is limited as the simulator is primarily designed to impart primary aircraft control skills rather than for classroom training. The article deals with the issue of upgrading pilot-trainees training skills during the familiarization with the cockpit equipment using an interactive DA-42T aircraft cockpit mockup with all the controls and indications (except for the control stick and pedals), including two primary multi-function displays and one backup, during the process-oriented training of the university. The operation of multi-function indicators is implemented in the form of special devices with a display and a push-button frame connected to a specially developed program on a PC that simulates the aircraft data system operation. For this purpose, to be based on information from the Aircraft Flight Manual, the information frames, shown on multi-function displays in the DA-42T aircraft, are reproduced. The content of the developed frames duplicates completely the DA-42T aircraft indication, contributing to improving academic study and acquiring practical skills to work on the integrated simulator as well as in a real aircraft. The physical cockpit mockup controls also correspond, in terms of the appearance and location, to the controls in the real DA-42T aircraft cockpit. The procedure to develop simulators of multi-function displays and the DA-42T aircraft cockpit mockup is described. The capabilities to use simulators of multi-function displays and the DA-42T cockpit mockup in the process-oriented training to upgrade skills are described. The conducted research results are described; the advantages of using the interactive cockpit mockup in the process-oriented training are presented. При проведении учебных занятий в авиационном вузе целесообразно демонстрировать образцы авиационной техники, отдельные элементы систем и агрегатов или использовать специализированные стенды и плакаты. Однако при изучении современных типов учебных воздушных судов, кабины которых содержат многофункциональные индикаторы, при таком подходе возникают трудности в усвоении учебного материала. При изучении кабин с многофункциональными индикаторами необходимо использовать интерактивные средства обучения, в которых индикаторы должны работать под питанием и иметь необходимый функционал. Обучение на реальной технике в одних случаях является невозможным, а в других нецелесообразным. Использование для обучения комплексного тренажера на учебных занятиях по различным дисциплинам ограничено в силу того, что тренажер предназначен в первую очередь для привития первичных навыков управления воздушным судном, а не для теоретического обучения. В статье рассматривается вопрос повышения качества обучения курсантов-летчиков при изучении порядка работы с арматурой кабины путем использования в учебном процессе вуза интерактивного макета кабины экипажа самолета ДА-42Т со всеми органами управления и индикации (за исключением РУС и педалей), включая два основных многофункциональных индикатора и один резервный. Работа многофункциональных индикаторов реализована в виде специальных устройств, имеющих дисплей и кнопочное обрамление, подключенных к специально разработанной программе на ПК, имитирующей работу информационной системы самолета. Для этого на основе информации из руководства по летной эксплуатации воспроизведены информационные кадры, отображаемые на многофункциональных индикаторах в самолете ДА-42Т. Содержание разработанных кадров полностью повторяет индикацию в самолете ДА-42Т, способствуя повышению качества обучения и выработке практических навыков по работе на комплексном тренажере и в реальном самолете. Физические органы управления в макете кабины также соответствуют по внешнему виду и расположению органам управления в кабине настоящего самолета ДА-42Т. Описан порядок разработки имитаторов многофункциональных индикаторов и макета кабины экипажа самолета ДА-42Т. Описаны возможности использования имитаторов многофункциональных индикаторов и макета кабина самолета ДА-42Т в учебном процессе для повышения качества обучения. Описаны результаты проведенных исследований, представлены преимущества использования интерактивного макета кабины в учебном процессе.
Концептуальная оценка топливной эффективности пассажирских самолетов c переходом на композитные крылья
Get PDF One of the success indicators for any new aircraft is its fuel efficiency, influencing both range and cost-effectiveness, as fuel costs amount to 30% of direct operating costs. Based on the analysis of take-off mass response to design changes, a solution to the basic-type aircraft improvement in terms of fuel efficiency is considered. The feature of proposed redesigning is the use of a higher aspect- ratio of an airfoil allowing for fuel efficiency to be increased by reducing the induced drag. Two solutions are considered to substantiate this approach. The first one is the transition to composite wing structures, which will allow for a high aspect ratio of an airfoil without losing rigidity. The second one is the application (if necessary) of devices, reducing the wingspan, caused by the airport restrictions. The methodology for assessing the mass of composite wings based on the universal weight formula by V.A. Komarov which was specified by applying an integral factor considering the features of mass distribution in the structure, the structural adaptation of structure elements and their strength performance, has been proposed. To simplify the arrangement of aircraft with large-span wings in the available airport layout, the application of folding wingtips was considered. The principal analysis of the wingtip swiveling unit structure was performed. The assessment of the folding device effect upon the mass of a passenger aircraft was completed. The proposed approach was verified based on the Boeing company of B777 aircraft family. The numerical analysis of the composite wing application for the IL-96, Tu-214 and SSJ-100 was performed, and the winglet use effect on the MC-21 aircraft was studied. Одним из показателей успешности любого нового самолета является его топливная эффективность, влияющая как на дальность, так и на экономичность, поскольку в прямых эксплуатационных расходах затраты на топливо составляют около 30 %. На основе анализа чувствительности взлетной массы к проектным изменениям рассматривается проблема улучшения базовых самолетов по топливной эффективности. Особенностью предлагаемых проектных изменений является применение композитных крыльев большего удлинения, позволяющих повысить топливную эффективность за счет снижения индуктивного сопротивления. Для обоснования применения такого подхода рассмотрены две задачи. Первая – это переход на конструкции крыльев из композитных материалов, что позволит увеличить удлинение крыла без потери жесткости; вторая – применение (при необходимости) устройств, уменьшающих размах крыла, связанных с ограничениями в аэропорту. Предложена методика оценки массы композитных крыльев на основе универсальной весовой формулы В.А. Комарова, которая была уточнена за счет применения интегрального коэффициента, учитывающего особенности распределения массы в конструкции, тип силовой увязки конструктивных элементов и их прочностные характеристики. Для упрощения размещения самолетов с крыльями большого размаха в существующей инфраструктуре аэропортов рассмотрено использование складывающихся законцовок крыла, выполнен принципиальный анализ конструкции поворотного узла законцовок, проведена оценка влияния устройства складывания на массу пассажирского самолета. Верификация предложенного подхода осуществлена на примере семейства самолетов компании Boeing B777. Выполнен численный анализ применения композитных крыльев для самолетов Ил-96, Ту-214 и SSJ-100, а также рассмотрен эффект использования винглетов на самолете МС-21
Методика определения реактивных параметров авиационных потребителей электрической энергии на основе данных о напряжении и токе в переходных процессах
Get PDFModern trends in the aircraft development are associated with a significant increase in the level of its electrification. The emergence of new types of electricity consumers entails an increase in the power and number of consumers in the aircraft power supply system. At this stage of operation, direct control of the internal parameters (in particular, the parameters of reactive elements) of electricity consumers in the aircraft power supply system is not carried out. The aviation equipment control system is built taking into account the built-in system for monitoring the technical condition of the object. However, for greater efficiency, the built-in control can be supplemented with control capabilities through digital intelligent power distribution systems (local load control center). During the operation of aviation electrical equipment, the values of its parameters change relative to the nominal values. Deviations of equipment parameters from the nominal values should not exceed the specified values, which are determined by the operational technical documentation. Input impedances of secondary power supply sources can be investigated in a mode characterized by transient processes in the investigated component of aircraft equipment. Based on the experimental data of voltage and input current at the stage of transients in equivalent circuits of secondary power supplies, it is proposed to determine the values of the parameters of reactive elements. Changing the values of reactive elements gives information about the technical condition of the input stages of electrical energy receivers. This makes it possible to monitor the process of degradation of their properties or to diagnose a failure in the event of an abrupt change in reactive parameters. This method is proposed to be used for diagnosing electrical equipment during its operation on board the aircraft. This work is devoted to the development of methods for determining the parameters of secondary power sources of aircraft electrical equipment, characterizing its reactive properties.Современные тенденции развития авиационной техники связаны со значительным увеличением уровня ее электрификации. Появление новых видов потребителей электроэнергии влечет за собой увеличение мощности и количества потребителей в системе электроснабжения воздушных судов. На данном этапе эксплуатации прямой контроль внутренних параметров (в частности, параметров реактивных элементов) потребителей электроэнергии в системе электроснабжения воздушных судов не проводится. Система контроля авиационной техники строится с учетом встроенной системы мониторинга технического состояния объекта. Однако для большей эффективности встроенный контроль может быть дополнен возможностями управления с помощью цифровых интеллектуальных систем распределения энергии (локального центра управления нагрузками). В процессе эксплуатации авиационного электрооборудования значения его параметров изменяются относительно номинальных значений. Отклонения параметров оборудования от номинальных не должны превышать заданные значения, которые определяются эксплуатационной технической документаций. Входные импедансы вторичных источников электропитания могут быть исследованы в режиме, характеризующемся переходными процессами в исследуемом компоненте авиационного оборудования. Предлагается на основе экспериментальных данных напряжения и входного тока на стадии переходных процессов в схемах замещения вторичных источников электропитания определять значения параметров реактивных элементов. Изменение значений реактивных элементов дает информацию о техническом состоянии входных каскадов приемников электрической энергии. Это дает возможность отслеживать процесс деградации их свойств или диагностировать отказ в случае скачкообразного изменения реактивных параметров. Этот метод предлагается применять для диагностирования электрооборудования в процессе его функционирования на борту летательного аппарата. Настоящая работа посвящена разработке методов определения параметров вторичных источников питания авиационного электрооборудования, характеризующих его реактивные свойства
Определение основных характеристик пространственного маневра «переворот самолета» с ограничителем предельных режимов
Get PDFDue to a steady extension of the flight envelope of modern agile combat aircraft, with the growing requirements for state tests, it is increasingly necessary to study the entire flight envelope and specifically, to determine the main performance data of individual maneuvers. Currently, state tests are based on a flight full-scale experiment, which is cost-ineffective in terms of cost, duration, and limit lines of the flight envelope. The accelerating trends to update state tests are semirealistic simulation and complex simulation modeling. The article presents the various techniques to determine main performance data of a three-dimensional maneuver split-S, which include the calculation method, semirealistic simulation, and simulation modeling. The calculation method is understood as calculation formulas expressed from the system of equations for motion of the aircraft mass center. Semirealistic simulation was carried out using a flight-simulation stand by operator pilots. Simulation modeling was conducted using a complex simulation model of an aircraft, consisting of a pilot’s control actions model based on fuzzy logic. The article provides the description, advantages and disadvantages, comparison of the results of each of the techniques. The calculation method, despite its efficiency, is the most inaccurate due to the complexity and inability to define the average flight parameters. Additionally, this method does not take into consideration such factors as the aircraft flight configuration, atmospheric disturbances, the pilot’s command profile, the logic of the permissible flight envelope limiter operation. The results of semirealistic simulation showed that this method is more accurate than the calculation one, but complex and time consuming in terms of the organization and execution of experiments. The analysis of the study illustrated that the most appropriate way to determine main performance data of split-S is simulation modeling on a complex simulation model of the aircraft, because the given method considerably saves financial and time resources used on state flight tests.В связи постоянным расширением эксплуатационного диапазона современных маневренных боевых самолетов, с ростом требований, предъявляемых к государственным испытаниям, все более необходимым является исследование всего эксплуатационного диапазона в целом и определение основных характеристик отдельно взятых маневров в частности. В настоящее время в основе государственных испытаний лежит летный натурный эксперимент, который невыгоден с точки зрения стоимости, длительности проведения и охвата всего эксплуатационного диапазона самолета. Одними из перспективных направлений совершенствования государственных испытаний являются полунатурное моделирование и комплексное имитационное моделирование. В статье представлены различные способы определения основных характеристик пространственного маневра «переворот», к которым относятся расчетный способ, полунатурное моделирование и имитационное моделирование. Под расчетным способом понимаются расчетные формулы, выраженные из системы уравнений движения центра масс летательного аппарата. Полунатурное моделирование проводилось на пилотажно-моделирующем стенде летчиками-операторами. Имитационное моделирование проводилось с использованием комплексной имитационной модели самолета, в состав которой входит модель управляющих действий летчика, основанная на нечеткой логике. В статье приведено описание, преимущества и недостатки, сравнение между собой результатов каждого из способов. Расчетный способ, несмотря на свою быстроту, является самым неточным способом из-за сложности и невозможности определения осредненных параметров полета. Также данный способ не учитывает такие факторы, как полетная конфигурация самолета, атмосферные возмущения, закон управления летчика, логику работы ограничителя предельных режимов. Результаты полунатурного моделирования показали, что данный способ является более точным, чем расчетный, но сложным и долгим в плане организации и выполнения экспериментов. Анализ исследования показал, что наиболее приемлемым способом определения основных характеристик переворота является имитационное моделирование на комплексной имитационной модели самолета, потому что данный способ в значительной степени позволяет экономить финансовые и временные ресурсы, затрачиваемые на государственные летные испытания
Определение наиболее опасных режимов полета летательных аппаратов в условиях обледенения
Get PDFIn this paper, the object of research is the icing of aircraft surfaces during flight in the atmosphere. On many light aircraft, as well as on unmanned aircraft weighing less than 30 kg, there are no on-board de-icing systems. Nevertheless, aviation events occur with these aircraft, which are a consequence of their icing. Therefore, determining the most dangerous flight modes of aircraft in icing conditions is an urgent task. In view of the high cost of conducting flight tests and the impossibility of covering all possible events due to their potential danger, the complexity of creating flight conditions for aircraft in icing conditions on the ground, the mathematical modeling method was used in this study. To solve this problem, the analysis of the airworthiness standards of civil light aircraft, transport category aircraft, rotorcraft of normal and transport category was carried out within the framework of the work, the influence of various parameters on the thickness of ice build-up was investigated using a computational experiment conducted on the software developed by the authors of the article. On the basis of the results of the computational experiment, the dependences of the ice thickness on various icing parameters were obtained, a method was developed for determining the combination of heights and flight speeds of an aircraft, at which ice of the greatest thickness is formed on the surface of aircraft, other things being equal. Possession of this information will allow the aircraft crew and air traffic control specialists to avoid the most dangerous flight modes in terms of icing. В данной работе объектом исследования является обледенение поверхностей воздушных судов при полете в атмосфере. На многих легких летательных аппаратах, а также на беспилотных воздушных судах массой менее 30 кг отсутствуют бортовые противообледенительные системы. Тем не менее с данными летательными аппаратами происходят авиационные события, которые являются следствием их обледенения. Поэтому определение наиболее опасных режимов полета летательных аппаратов в условиях обледенения является актуальной задачей. Ввиду высокой стоимости проведения летных испытаний и невозможности охвата всех возможных событий из-за их потенциальной опасности, сложности создания условий полета воздушных судов в условиях обледенения на земле в настоящем исследовании был использован метод математического моделирования. Для решения поставленной задачи в рамках работы проведен анализ норм летной годности гражданских легких самолетов, самолетов транспортной категории, винтокрылых аппаратов нормальной и транспортной категории, проведено исследование влияния различных параметров на толщину нарастания льда с помощью вычислительного эксперимента, проведенного на разработанном авторами статьи программном обеспечении. На основе результатов вычислительного эксперимента были получены зависимости толщины льда от различных параметров обледенения, была разработана методика определения сочетания высот и скоростей полета воздушного судна, при которых на поверхности летательных аппаратов при прочих равных условиях образуется лед наибольшей толщины. Обладание данной информацией позволит экипажу летательного аппарата и специалистам по управлению воздушным движением избегать наиболее опасных режимов полета с точки зрения обледенения.
Проектирование термомеханического хомутового стыка из материалов с эффектом памяти формы для беспилотных летательных аппаратов
No full textCurrently, materials with shape memory effect (SME) are widely utilized in the field of joining thin-walled shells. The application of SME materials in the joining of unmanned aerial vehicle (UAV) compartments makes it possible to increase the accuracy, high assembly manufacturability to perform multiple joint assembly-disassembly work and ensures the forces transfer from UAV different surfaces in compliance with the specified strength conditions. The paper considers a design technique for a detachable clamp (tape) joint, made up of SME material, of UAV small-diameter compartments. The clamp is an open shell made up of SME material. Before installation, the clamp is cooled, and the required shape is given to it. When heated, its diameter reduces to the specified to ensure tightness and absence of clearances in the design. The critical parameters were specified. They are required to solve the problem of parametric optimization of the clamp joint, whereby the joint will meet the strength requirements and have the minimum mass. Based on the calculation of a clamped joint, the calculation algorithm, that allows the calculation of tape connections for various diameters UAV compartments, was obtained. A computer model of joining in CAD Solid Works with the parameters that comply with the structural strength requirements was created. Based on geometry of the model and the properties of the stated materials, the calculation of structural mass under various values of the inclination angle of the clamp surface was carried out. The method of designing a clamp joint, made up of titanium nickel, is represented. The dependences of compartments joints strength on the clamp parameters and a set of parameters, allowing us to design the working structure of the clamp joint with the lowest mass, are found.В настоящее время материалы с эффектом памяти формы (ЭПФ) нашли широкое применение в области соединения тонкостенных оболочек. Использование материалов с ЭПФ в соединении отсеков беспилотного летательного аппарата (БПЛА) позволяет повысить точность и технологичность сборки, выполнять многократную сборку-разборку стыка и обеспечивает передачу усилий с разных поверхностей БПЛА с соблюдением заданных условий прочности. Рассмотрена методика проектирования разъемного хомутового (ленточного) стыка, выполненного из материала с эффектом памяти формы ЭПФ, отсеков БПЛА малого диаметра. Хомут представляет собой незамкнутую оболочку, выполненную из материала с ЭПФ. Перед установкой хомут охлаждается, и ему задают необходимую форму. При нагреве его диаметр уменьшается до заданного для обеспечения герметичности и отсутствия зазоров в конструкции. Были определены основные параметры, необходимые для решения задачи параметрической оптимизации хомутового стыка, при которых соединение будет отвечать требованиям прочности и иметь минимальную массу. На основе расчета хомутового стыка был получен алгоритм расчета, позволяющий проводить расчет ленточных соединений отсеков БПЛА различных диаметров. Была создана компьютерная модель соединения в САПР SolidWorks с параметрами, отвечающими требованиям прочности конструкции. На основе геометрии модели и свойств указанных материалов был проведен расчет массы конструкции при различных значениях угла наклона поверхности хомута. Приведена методика проектирования хомутового стыка, изготовленного из никелида титана. Найдены зависимости прочности соединения отсеков от параметров хомута и набор параметров, позволяющий спроектировать рабочую конструкцию хомутового соединения с наименьшей массой
Актуальные вопросы подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем
Get PDF The legal regulation, and hence, the training system in the field of unmanned aircraft systems (UAS) in the Russian Federation, the European Union and the United States is based on the unmanned aerial vehicles (UAV) rating with respect to UAS maximum take-off weight (MTOW) and their purpose (method of use). In this regard, small-unmanned aircraft (sUAS) are identified – in our country up to 30 kg, in the EU and the USA up to 55 lbs (25 kg) and UAV with larger weight. In the USA and Europe, the training of remote pilots for sUAS is differentiated based on the degree of risk that UAV can represent for public safety. Thus, the training of remote pilots to use UAVs with MTOW less than 25 kg (55 lbs) in a sparsely populated area during daylight hours under the conditions of visual range is conducted in the online format, the result of which is taking tests. In the United States and Europe, the UAV application with MTOW more than 25 kg (55 lbs) or performing UAV operations, presenting a potential risk for public safety, requires more comprehensive and long-term training of remote pilots. In the Russian Federation, UAS personnel training is conducted in educational organizations according to different programs, which vary significantly depending on a specific type of aviation UAVs refers to: State, Civil or Experimental. UAS personnel training programs for various aviation types are not harmonized, which leads to the failure to credit previously received education in training to perform activities in another aviation type. The article describes the analysis results of the international and national experience, perspectives for the development of the UAS personnel training system, as well as formulates the proposals concerning further development of the national system for UAS specialists training. Правовое регулирование, а значит и система подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем, в Российской Федерации, Европейском союзе и США строится исходя из классификации беспилотных воздушных судов по максимальной взлетной массе и назначению (способу использования) беспилотных авиационных систем. В этом смысле выделяют малые беспилотные воздушные суда – у нас в стране до 30 кг, в ЕС и США до 55 фунтов (25 кг) и беспилотные воздушные суда с большим весом. В США и Европе подготовку внешних пилотов для малых беспилотных воздушных судов дифференцируют исходя из степени риска, которую беспилотные воздушные суда могут представлять для окружающих. Так, подготовка внешних пилотов к использованию беспилотных воздушных судов максимальной взлетной массой менее 25 кг (55 фунтов) в малолюдной местности в дневное время в условиях визуальной видимости проводится в виде онлайн-обучения, итогом которого является сдача тестов. Использование беспилотных воздушных судов максимальной взлетной массой более 25 кг (55 фунтов) или выполнение операций с использованием беспилотных воздушных судов, представляющих потенциальный риск для окружающих, в США и Европе требует иной, более сложной и продолжительной подготовки внешних пилотов. В Российской Федерации подготовка кадров в области беспилотных авиационных систем осуществляется в образовательных организациях по разным программам, которые значительно отличаются в зависимости от принадлежности беспилотных воздушных судов к определенному виду авиации: государственной, гражданской или экспериментальной. Программы подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем для различных видов авиации не гармонизированы, что приводит к невозможности зачесть ранее полученное образование при подготовке к выполнению деятельности в другом виде авиации. В статье представлены результаты анализа международного и отечественного опыта, перспектив развития системы подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем, а также сформулированы предложения по дальнейшему развитию отечественной системы подготовки специалистов в области беспилотных авиационных систем