Civil Aviation High TECHNOLOGIES (E-Journal) / Научный вестник МГТУ ГА
Not a member yet
885 research outputs found
Sort by
Метод событийного управления безопасностью полета на примере корректируемой реакционной модели
Get PDFThe article provides a brief analysis of the problems of the existing flight safety management system in the state aviation of the Russian Federation, based on the lack of stable positive dynamics of accidents reduction. Brief conclusions from the analysis of the currently proposed scientific approaches for accidents reduction are given. The most significant practical results in the field of building a safety management system for a particular flight are considered. A new approach to the implementation of on-board flight safety management systems based on event management is proposed. The method of event-based safety management of a particular flight allows us to exclude the real time manifestation of known dangerous factors. To implement it, all processes related to known hazards are described in the form of events and assembled into complete groups of events. Control of the occurrence of the complete groups of events, their analysis and event management are carried out by event management models developed for each dangerous factor. When a certain number of events in one or several complete groups of events is reached, the aviation system protection algorithm, by preventing the occurrence of the remaining one or several events of the complete group, prevents erroneous actions of the crew, which prevents the occurrence of aviation incidents and accidents. As an example of the method implementation, the principle of forming an automated guided reactivity model of the event control contour for the dangerous factor "Violation of the Established Minimum Safe Parameters of the Aircraft Flight" in relation to an arbitrary maneuverable aircraft is considered in the article. The system, having registered the events that determine the group flight, is included into the analysis of dynamic elementary events determining the position of the wingman relating to the leading aircraft inside the event control contour in terms of range, angle of sight and altitude separation. When the parameters of one of the dynamic events approach the boundary of the event control contour, the system uses a recommendation or control action to set limits to the parameters not to go beyond the contour, which prevents the occurrence of erroneous actions of the crew.В статье проведен краткий анализ проблем существующей системы управления безопасностью полета в государственной авиации Российской Федерации, основанных на отсутствии устойчивой положительной динамики снижения аварийности. Приведены краткие выводы из анализа предлагаемых в настоящее время научных подходов для снижения аварийности. Рассмотрены наиболее значимые практические результаты в области построения системы управления безопасностью конкретного полета. Предложен новый подход к реализации бортовых систем управления безопасностью полета на основе событийного управления. Метод событийного управления безопасностью конкретного полета позволяет в режиме реального времени исключить проявление известных опасных факторов. Для его реализации все процессы применительно к известным опасным факторам описываются в виде событий и формируются в полные группы событий. Контроль возникновения событий полных групп, их анализ и управление событиями осуществляется моделями событийного управления, отработанными для каждого опасного фактора. При достижении определенного количества событий в одной или нескольких полных группах событий алгоритм защиты авиационной системы, не допуская возникновения оставшихся одного или нескольких событий полной группы, предотвращает ошибочные действия экипажа, чем не допускает возникновения авиационных инцидентов и серьезных авиационных инцидентов. В статье в качестве примера реализации метода рассмотрен принцип формирования автоматизированной корректируемой реакционной модели контура событийного управления для опасного фактора «Нарушение установленных минимальных безопасных параметров полетного порядка воздушных судов» применительно к произвольному маневренному самолету. Система, зарегистрировав события, определяющие групповой полет, включается в анализ динамических элементарных событий, определяющих положение самолета ведомого относительно самолета ведущего внутри контура событийного управления по дальности, углу визирования и превышению (принижению). При подходе параметров одного из динамических событий к границе контура событийного управления система рекомендательным или управляющим воздействием пресекает выход параметров за пределы контура, чем препятствует возникновению ошибочных действий экипажа
ТРЕНИРОВКА ЛЕТНОГО СОСТАВА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ПО ВЫВОДУ ИЗ СЛОЖНЫХ ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ПОЛОЖЕНИЙ
No full textThe paper is devoted to the problems of civil pilots upset recovery training. This is quite a new problem, which occurred due to the change in civil aviation pilots training programs that became possible due to the high level of modern civil aircraft automation. The upset recovery training removal negatively affected the level of flight safety both in our country and all over the world. The paper presents legal documents for flight simulations certification. Types of aircraft for civil pilots initial training used all over the world are described too. The analysis of the new types of light training aircraft that can be used as a change in the civil aviation academies was conducted. Modern upset recovery training program and its blind spots were studied in this paper in details. The problems of modern studies in upset recovery in civil aviation are the central part of this work. The paper contains information about legislative framework obsolescence, and creation of a new type of aviation simulator, that can simulate upset recovery situations concept. Current legislative framework of aviation simulators licensing is analyzed in this paper in comparison with the best international practices, regulations and recommendations. Conducted analysis showed that current certification legislative framework became obsolete and needs a revision for maintaining high standards in flight safety. Recommendations connected with the change of initial training types of aircraft in civil aviation academies are given.Данная статья посвящена проблеме подготовки летного состава гражданской авиации к выводу воздушного судна из сложных пространственных положений. Данная проблема возникла недавно в результате изменения доктрины обучения летного состава и удаления из программы подготовки пилотов тренировки по выводу из сложных пространственных положений, что отрицательно сказалось на уровне безопасности полетов как в нашей стране, так и во всем мире. В статье рассмотрена законодательная база, применяемая в Российской Федерации и за рубежом, для сертификации авиационных тренажеров. В статье также рассмотрены эксплуатируемые на данный момент в летных училищах Российской Федерации и за рубежом самолеты первоначального обучения. Проведен анализ действующего парка, и сделаны выводы о возможной замене самолетов первоначального обучения более совершенными типами воздушных судов, способными выполнять простой, сложный и высший пилотаж и подходящими для тренировки летного состава по выводу из сложных пространственных положений. Проведены исследование проблематики тренажерной подготовки по выводу из сложных пространственных положений и анализ применяемых в учебных центрах технических средств обучения. Широко рассмотрена проблематика сертификации технических средств обучения летного состава гражданской авиации в нашей стране. Сделаны выводы о необходимости изменения программы подготовки пилотов гражданской авиации в части вывода из сложных пространственных положений для улучшения уровня безопасности полетов в стране. Даны рекомендации о необходимости приведения сертификационного законодательства к международным стандартам
Реакция предварительно нагруженной оболочки вращения с жесткой носовой частью аппарата на ударную волну в жидкости
Get PDFThe article investigates the problem of hydro-elastic interaction of a weak shock wave with a rigid nosed rotation shell preloaded with axial forces. The shell is enclosed in a rigid parabolic screen, i.e. the impact of the end face and the shock wave diffraction are not considered. Liquid is regarded to be perfectly compressible. Its applied summing hydrodynamic pressure during complex interaction with the shell surface can be classified into the incident, reflected and radiated waves. The problem of hydro-elastic interaction of these shock fronts with a preloaded parabolic rigid nosed shell in a related setting is reduced to the solution of the wave equations of nonlinear system of equations for shell motion under particular initial and boundary conditions, in which the dimensionless displacement of this nose section under the impact of hydrodynamic forces is determined by integrating its motion equation. The equations, describing the dependences of nose section displacements on shock wave interaction time, take into account generalized hydrodynamic forces, including the second category directly related to the mass of the attached fluid. Determination of stress-strain state in case of interaction with the shock wave in the liquid of elastic rotation paraboloid in the form of the shell containing a rigid insertion in the nose section is reduced to the solution of a nonlinear equations system of shell motion considering the boundary conditions along fastenings at the end face of the shell and interface conditions of the shell and insertion. Dimensionless displacements of the nose section caused by hydrodynamic forces are defined by integrating the equations of motion under the initial conditions along insertion offsets in the axial directions.В статье исследуется задача гидроупругого взаимодействия слабой ударной волны с предварительно нагруженной осевыми усилиями оболочкой вращения с жесткой носовой частью. Оболочка заключена в жесткий параболический экран, то есть влияние торца и дифракция ударной волны не учитываются. Идеально сжимаемой считается жидкость, передаваемое полное гидродинамическое давление которой при комплексном взаимодействии с поверхностью оболочки может быть разложено на падающую, отраженную и излученную волны. Задача гидроупругого взаимодействия указанных ударных фронтов с нагруженной параболической оболочкой, имеющей жесткую носовую часть, в связанной постановке сводится к решению волновых уравнений нелинейной системы уравнений движения оболочки при соответствующих начальных и граничных условиях, в которых безразмерное смещение этой носовой части под действием гидродинамических сил определяется интегрированием ее уравнения движения. Уравнения, описывающие зависимости перемещений носовой части от времени взаимодействия с ударной волной, учитывают обобщенные гидродинамические силы, в том числе второй категории, непосредственно связанные с массой присоединенной жидкости. Определение напряженно-деформированного состояния при взаимодействии с ударной волной в жидкости упругого параболоида вращения в виде оболочки, содержащей в носовой части жесткую вставку, сводится к решению системы нелинейных уравнений движения оболочки с учетом граничных условий по закреплениям в торце оболочки и условий сопряжения оболочки и вставки. Безразмерные перемещения носовой части под действием гидродинамических сил определяются интегрированием уравнений движения при начальных условиях по смещениям вставки в осевых направлениях
Оптимизация балансировочного угла поворота в интомоторной группы электроконвертоплана
Get PDFThe paper examined the possibility of improving the energy efficient performance of an electric tiltrotor with a lift-propulsion propeller group for a steady flight mode by reducing the energy consumption of the propeller group per unit of time or per unit of the path traveled by the electric tiltrotor. This is achieved by selecting the optimal tilting angles of the electric tiltrotor total thrust vector. In the proposed approach, the trimming tilting angle of the propeller group is variable, depending on the aerodynamic characteristics of the electric tiltrotor, its propeller group. Since the propeller group is equipped with the drives for tilting them, this approach is easily implemented by the conventional facilities of the electric tiltrotor. The tilting of the total thrust vector, on the one hand, leads to an increase in the effective value of the aerodynamic lift coefficient and, on the other hand, it is accompanied by a decrease in the projection of the total thrust vector on the flight speed vector, a change in the drag and power required to create the thrust of the propeller group. This circumstance makes it necessary to solve the optimization problem in order to increase the maximum endurance and long-range capabilities in the cruise mode of the electric tiltrotor flight. The paper presents a method for calculating the optimal tilting angles of the total thrust vector based on the equations of steady motion of the electric tiltrotor in the cruise flight mode, the expression for the total power required for the rotation of the propellers of the propeller group. The analytical dependences for the optimal tilting angles of the total thrust vector are obtained depending on the ratio of the wing area to the total propeller-disk area of the propeller group and the aerodynamic quality of the electric tiltrotor.В работе исследовалась возможность улучшения энергоэкономических характеристик электроконвертоплана с подъемно-движительной винтомоторной группой для установившегося самолетного режима полета путем уменьшения расхода энергии винтомоторной группы в единицу времени или на единицу пройденного электроконвертопланом пути. Это достигается за счет выбора оптимальных углов поворота вектора суммарной тяги электроконвертоплана. В предлагаемом подходе балансировочный угол поворота винтомоторной группы является переменным в зависимости от аэродинамических характеристик электроконвертоплана, его винтомоторной группы. Поскольку винтомоторная группа оснащена приводами для ее поворота, то такой подход легко реализуется штатными средствами электроконвертоплана. Поворот вектора суммарной тяги, с одной стороны, приводит к увеличению эффективного значения аэродинамического коэффициента подъемной силой, а с другой стороны, сопровождается уменьшением проекции вектора суммарной тяги на вектор скорости полета, изменением лобового сопротивления, мощности, необходимой для создания тяги винтомоторной группы. Это обстоятельство и обуславливает необходимость решения задачи оптимизации с целью увеличения продолжительности или дальности полета на крейсерском режиме полета электроконвертоплана. В работе приводится методика расчета оптимальных углов поворота вектора суммарной тяги на основании уравнений установившегося движения электроконвертоплана на режиме крейсерского полета; выражения для суммарной мощности, необходимой для вращения винтов винтомоторной группы. Получены аналитические зависимости для оптимальных углов поворота вектора суммарной тяги в зависимости от соотношения площади крыла к суммарной ометаемой площади винтов винтомоторной группы и аэродинамического качества электроконвертоплана
Применение многомерного статистического анализа при разработке интегрированной системы управления безопасностью в организации по техническому обслуживанию воздушных судов
No full textModern aviation enterprises are lots of risks-related owners associated with execution of their activities. Nowadays there are various management systems such as a Quality Management System (QMS), Safety Management System (SMS), etc., which describe all the potential risks for an organization. The problem of synchronization and unification of these systems in the framework of a comprehensive analysis of managing changes and fulfilling production operation remains unsolved at this point. To settle this problem, the article suggests using an integrated safety management system (ISMS). When developing ISMS in an aircraft maintenance organization that integrates the management systems of flight safety, quality, aviation, information, environmental safety, etc., the organization encounters the problem of data redundancy and duplication about manifestations of hazard factors in various aspects of its activities. This can make it difficult to collect and process data and take corrective/preventive measures. The issue of reasonable reduction of the original list of hazard factors can be considered as the subject of decreasing the dimension of the entity activity model, which can be solved using the method of the factor analysis principal components. Furthermore, application of the principal components method provides an expert analyst with supplementary, scientifically-based data on the quality of work and allows him to predict trends. The article based on real data of the aircraft maintenance organization shows the applicability of the method with the purpose for optimizing the list of hazard factors manifestations regarding a single aspect of organization activity.Современные авиационные предприятия являются владельцами множества рисков, связанных с осуществлением их деятельности. На данный момент существуют различные системы управления, такие как система менеджмента качества (СМК), система управления безопасностью полетов (СУБП) и подобные, в которых описываются все возможные риски для предприятия. Проблема синхронизации и единства этих систем в рамках комплексного анализа управления изменениями и осуществления производственной деятельности является нерешенной до сих пор. Для решения этой задачи в статье предполагается использовать интегрированную систему управления безопасностью (ISMS). При разработке ISMS в организации по техническому обслуживанию воздушных судов (ТО ВС), объединяющей системы управления безопасностью полетов, качеством, авиационной, информационной, экологической безопасностью и другие системы, эта организация сталкивается с проблемой избыточности и дублирования информации о проявлениях факторов опасности в различных аспектах ее деятельности. Это может затруднить сбор и обработку данных и принятие корректирующих/предупреждающих мероприятий. Задача по обоснованному сокращению исходного перечня факторов опасности может рассматриваться как задача снижения размерности модели деятельности предприятия, которая может быть решена с помощью метода главных компонент факторного анализа. Кроме того, применение метода главных компонент обеспечивает эксперта-аналитика дополнительными, научно обоснованными данными о качестве работы и позволяет прогнозировать тенденции. В статье на реальных данных организации по техническому обслуживанию воздушных судов показана применимость метода для оптимизации перечня проявлений факторов опасности по одному из аспектов деятельности организации
Расчетные исследования аэродинамических характеристик винтов мультикоптеров
Get PDFThe article presents the results of computational studies of aerodynamic characteristics for unmanned lift-generating multi-rotor drones of various configurations. The distinctive features of rotors flow were characterized. The rotor interaction was evaluated. The computations were based on the nonlinear rotor blade vortex theory in a non-stationary arrangement. The combinations of four, eight (four coaxial) and fourteen two-bladed rotors at velocity V = 100, 150, 200 km/h were considered. Semi-empirical methods were employed to select the rotor angles of attack, rotation speed, blade installation angles and geometric parameters at the given take-off weight for each combination of rotors and flight airspeed. The computations showed that for a four-rotor lift-generating design (quad-rotor), two rotors installed downstream, depending on the velocity due to the mutual effect, have values of the thrust coefficients ≈10...20% less than those of the rotors located upstream. For a coaxial quad-copter, the effect of the upper front rotor on the upper rear rotor is similar to the effect of the front rotors on the rear ones in a four-rotor lift-generating design. The effect of the upper front rotor on the lower rear rotor does not vary in terms of the average thrust value, and variations are only local in nature. The interaction of other rotors is identical to that of the four-rotor version. A fourteen-rotor lift-generating multi-rotor drone has a complex flow pattern, which generates deviance in the thrust coefficients variation with respect to time. Depending on the mode and rotors location, the average rotor thrust coefficient can vary approximately twice. The computations showed that with the similar geometric parameters and kinematics characteristics, rotors thrust is substantially subject to variation, which causes destabilizing moments to a significant degree without additional control input. Thrust pulsations and, respectively, vibrations grow in intensity as the flight airspeed increases. Probably, the right choice of the rotor configuration and the automatic control system can counterbalance thrust surge by so-called "phasing", i.e. selecting an initial azimuth angle for each rotor.В статье представлены результаты расчетных исследований аэродинамических характеристик несущих систем беспилотных мультикоптеров различных компоновок, выявлены особенности обтекания винтов, проведена оценка взаимовлияния винтов друг на друга. Расчеты основывались на нелинейной лопастной вихревой теории винта в нестационарной постановке. Рассмотрены комбинации из четырех, восьми (четыре соосных) и четырнадцати двухлопастных винтов при скоростях полета V = 100, 150, 200 км/ч. Для каждой комбинации винтов и скорости полета полуэмпирическими методами выбираются: углы атаки винтов, частота вращения, углы установки лопастей и геометрические параметры под заданную взлетную массу аппарата. Расчеты показали, что для несущей системы из четырех винтов (квадрокоптер) два винта, расположенные ниже по потоку, в зависимости от скорости из-за взаимовлияния имеют значения коэффициентов тяги меньше ≈10–20 %, чем винты, находящиеся выше по потоку. Для соосной четырехвинтовой системы влияние верхнего переднего винта на верхний задний винт аналогично влиянию передних винтов на задние в четырехвинтовой несущей системе. Влияние верхнего переднего винта на нижний задний винт по средней величине тяги не меняется, а изменения имеют только локальный характер. Взаимовлияние других винтов друг на друга имеет аналогичный с четырехвинтовым вариантом характер. У мультикоптера с четырнадцативинтовой несущей системой формируется сложная картина течения, которая порождает нерегулярность в изменении коэффициентов тяги по времени. В зависимости от режима и расположения винта значение среднего коэффициента тяги винта может изменяться приблизительно в два раза. Расчеты показали, что при одинаковых геометрических и кинематических параметрах тяга винтов может существенно отличаться, что без дополнительных управляющих воздействий вызывает значительные дестабилизирующие моменты. Пульсации тяги и, соответственно, вибрации возрастают с увеличением скорости полета. Вероятно, что при правильно выбранной конфигурации винтов и системе автоматического управления можно парировать всплески тяги так называемой подборкой «фазировки» – выбором начального угла по азимуту для каждого винта
ПОВРЕЖДЕНИЕ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА МОЛНИЕЙ ПРИ НАЛИЧИИ ОСАДКОВ НА ЕГО ПОВЕРХНОСТИ
Get PDFWhen an aircraft is struck by lightning damage of external structural elements is primarily caused by mechanical electrical impact of discharge on the aircraft, which results in the formation of dents on the skin, bends of panel elements (there have been cases of bending turbofan blades) and other deformations. Firstly, the mechanism of such lightning effect is caused by the action of ponderomotive forces generated by the interaction of the current in the lightning channel with currents flowing through the metal structures of the aircraft. Secondly, the shockwave of lightning has a physical impact on the elements of construction. The presence of condensation (moisture, ice) on the surface of the aircraft can significantly increase the damage of fuselage skin resulting from the electromechanical impact of lightning, which was confirmed by the results of the experimental research conducted at the Chair of Physics of the Moscow State Technical University of Civil Aviation. The water depth (as far as it is known, thunderstorm in most cases is accompanied by rain precipitation) can be large enough especially on the ground during parking and taxiing, as well as at takeoff operation and landing. Sheet samples of aluminum alloy skin D16AT with electrical discharge parameters (current amplitude 50–60 kA, duration of the first half-wave 30 microseconds) which were relatively equal to average parameters of natural lightning strike were tested. With water depth of not over 8 mm the indentations up to 2 mm deep and 30 mm in diameter were formed on samples up to 1,5 mm thick, with a sample thickness of 0,8 mm – over 10 mm in depth and up to 60–70 mm in diameter. Educated estimates indicated that presence of water increases the electrodynamic pressure on the skin several times. Firstly, having in consideration the elastic component such deformation can bring a danger to control mechanisms and surfaces located proximately under the skin when subjected to lightning strike. Secondly, electromechanical pressure amplification coupled with the striking acoustic wave generated by lightning can result in supercritical pressures in the mounting hardware of the skin. All of this should be taken into account both at the design stage of the aircraft and during aircraft operation including in particular post-flight inspection of the aircraft struck by lightning.При поражении самолета молнией повреждение наружных элементов конструкции вызывается в первую очередь электромеханическим воздействием разряда на воздушное судно (ВС), следствием которого является образование вмятин на обшивке, загибов консольных элементов (известны случаи загиба лопастей винтов ТВД) и подобных деформаций. Механизм такого воздействия молнии обусловлен, во-первых, действием пондеромоторных сил, рождаемых взаимодействием тока в канале молниевого разряда с токами, растекающимися по металлическим конструкциям ВС. Во-вторых, механическое воздействие на элементы конструкции оказывает ударная волна от молнии. Наличие на поверхности воздушного судна конденсата (влаги, льда) может существенно усилить повреждение обшивки в результате электромеханического воздействия молнии, что подтвердили результаты экспериментальных исследований, проведенных на кафедре физики МГТУ ГА. Толщина слоя воды (как известно, гроза в подавляющем большинстве случаев сопровождается осадками) может быть достаточно большой, особенно на земле во время стоянки и руления, а также при взлете и во время посадки. При параметрах испытательного электрического разряда (амплитуда тока 50–60 кА, длительность первой полуволны 30 мкс), близких к средним параметрам натуральной молнии, поражающей воздушные суда, испытывались листовые образцы обшивки из алюминиевого сплава Д16АТ. При варьировании толщины слоя воды до 8 мм на образцах толщиной 1,5 мм образовывались вмятины глубиной до 2 мм и диаметром до 30 мм, при толщине образца 0,8 мм – глубиной свыше 10 мм и диаметром до 60–70 мм. Расчетные оценки показали, что наличие воды в несколько раз увеличивает электродинамическое давление на обшивку. С учетом упругой составляющей такая деформация при ударе молнии может, во-первых, представлять опасность для устройств и коммуникаций, расположенных непосредственно под обшивкой. Также усиление электромеханического давления вкупе с ударной акустической волной, рождаемой молнией, может привести к сверхкритическим нагрузкам в элементах крепления обшивки. Все это должно быть учтено как на стадии проектирования воздушного судна, так и в процессе эксплуатации, в частности при послеполетном осмотре ВС, пораженного молнией
Исследование способов склонения при формировании облика беспилотного летательного аппарата с вертикальным стартом
Get PDFThe problem of choosing a rational declination system from alternative variants at the stage of forming the appearance of an unmanned aerial vehicle (UAV) with a vertical launch is considered. Currently, the vertical launch is becoming more widely used for surface-to-air unmanned aerial vehicles, which are considered in this paper. A characteristic initial part of the trajectory of such unmanned aerial vehicles is the declination to the required angular position over a short period of time. The UAV declination process requires the generation of relatively large control moments. Declination of surface-to-air UAVs is implemented by means of moment gas-dynamic control with two main methods – by using the thrust vector control system of the UAV main jet engine or by using special additional gas-dynamic devices. The alternative variants of declination systems for solving the problem under consideration are:– a thrust vector control system with gas rudders installed in the UAV engine nozzle or just behind its cut-off on special pylons;– a pulse propulsion system that creates the UAV declination moment by means of jets of micro-thrusters, which are activated by a special algorithm.In the comparative analysis of declination systems, the criterion for choosing the correct method of declination was the actual near border of the affected zone. The mass minimum of the projected UAV is accepted as the criterion for choosing a rational variant of the declination system. The main relations for calculating the main design parameters of the considered declination systems are given. The appearance parameters of the hypothetical surface-to-air UAV of medium range with alternative declination systems were calculated. A comparative analysis of the results obtained was carried out.Рассмотрена задача выбора рациональной системы склонения из числа альтернативных вариантов на этапе формирования облика беспилотного летательного аппарата (БЛА) с вертикальным стартом. В настоящее время вертикальный старт находит все более широкое применение для беспилотных летательных аппаратов класса «поверхность – воздух», рассматриваемых в настоящей работе. Характерным начальным участком траектории таких беспилотных летательных аппаратов является склонение до требуемого углового положения за короткий промежуток времени. Для осуществления процесса склонения БЛА требуется создание относительно больших управляющих моментов. Склонение БЛА класса «поверхность – воздух» реализуется посредством моментного газодинамического управления двумя основными способами – в применении системы управления вектором тяги основного реактивного двигателя БЛА или использовании специальных дополнительных газодинамических устройств. Альтернативными вариантами систем склонения при решении рассматриваемой задачи являются: система управления вектором тяги с газовыми рулями, размещаемыми в сопле двигателя БЛА или сразу за его срезом на специальных пилонах; импульсная двигательная установка, создающая момент склонения БЛА посредством реактивных струй микродвигателей, включаемых по специальному алгоритму. При сравнительном анализе систем склонения критерием правильности выбора способа склонения являлась реализуемая ближняя граница зоны поражения. В качестве критерия выбора рационального варианта системы склонения принят минимум массы проектируемого БЛА. Приведены основные соотношения для расчета главных проектных параметров рассматриваемых систем склонения. Выполнен расчет параметров облика гипотетического БЛА класса «поверхность – воздух» средней дальности с альтернативными системами склонения. Проведен сравнительный анализ полученных результатов
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ВИХРЕВОГО СЛЕДА ЗА САМОЛЕТОМ А380 НА ВОЗДУШНЫЕ СУДА КЛАССА МС-21
Get PDFThe paper is devoted to the problem of safe flight in vortex hazard conditions. A vortex wake is always produced behind flying aircraft. This vortex wake is invisible to other aircraft following it. Therefore, getting into a vortex wake from a preceding aircraft often becomes unexpected and quite often leads to flight incidents. This is confirmed by the statistics of flight accidents. With the introduction of aircraft weighing more than 500 tons, the problem of vortex safety has only sharpened. The fact is that the old standards that define safe intervals between flying aircraft are still active. These standards are given in this paper. It is also shown that even if these standards are observed, the flight of a medium-class aircraft at the same level as a heavy-class aircraft is unsafe. To study the effect of the vortex wake from the preceding aircraft, a special computational software complex based on the discrete vortex method was developed. This complex has passed the necessary testing and state registration. A number of measures were carried out to validate and verify the developed complex, confirming the operability of the programs included in it and the reliability of the results obtained. On the basis of this computational and software complex studies on the effect of the A380 aircraft vortex wake on MS-21 class aircraft were performed. The studies were undertaken for various altitudes and speeds of the A380 aircraft and for its various flight configurations. As a criterion for the MS-21 aircraft safe flight, the roll moment that occurs due to falling into the vortex wave, in particular, its coefficient was chosen. If the coefficient of the MS-21 aircraft roll moment when it hits the vortex wake exceeds that from the ailerons, such a flight is considered dangerous. The distances behind the A380 that are unsafe for the MS-21 aircraft flight are given.Работа посвящена проблеме безопасного полета в условиях вихревой опасности. За летящими воздушными судами всегда образуется вихревой след. Этот след невидим для других, летящих за ними самолетов. Поэтому попадание в вихревой след от впереди летящего самолета часто становится неожиданным и нередко приводит к летным инцидентам. Это подтверждает и статистика летных происшествий. С появлением в эксплуатации воздушных судов массой более 500 т проблема вихревой безопасности только обострилась. Дело в том, что продолжают работать прежние нормы, определяющие безопасные интервалы между летящими воздушными судами. В данной работе эти нормы приведены. Также показано, что даже при выполнении этих норм полет воздушного судна среднего класса на одном эшелоне с самолетом тяжелого класса небезопасен. Для исследования влияния вихревого следа от впереди летящего самолета был разработан специальный расчетно-программный комплекс, базирующийся на методе дискретных вихрей. Он прошел необходимую апробацию и государственную регистрацию. Был выполнен ряд мероприятий по валидации и верификации разработанного комплекса, подтверждающих работоспособность программ, входящих в него, и достоверность получаемых результатов. В статье с помощью данного расчетно-программного комплекса были выполнены исследования по влиянию вихревого следа за самолетом А380 на воздушные суда класса МС-21. Исследования были выполнены для различных высот и скоростей полета самолета А380 и для различных его полетных конфигураций. В качестве критерия безопасного полета самолета МС-21 был выбран возникающий на нем из-за попадания в вихревой след момент крена, в частности его коэффициент. Если коэффициент момента крена самолета МС-21 при попадании в вихревой след превышает располагаемый от элеронов, то такой полет считается опасным. Показаны дистанции за самолетом А380, ближе которых полет воздушных судов класса МС-21 небезопасен.
История и современность: о науке за 50 лет
Get PDFThe article presents the meaningful review of the half-century history of the scientific activity development at the Moscow State Technical University of Civil Aviation, from the date of the University establishment in 1971 up to the present. It is noted that originally the university was faced with the challenge of designing an organizational structure comprising research units, which was successfully solved, and consequently, two years later the first research findings emerged. The competent strategy of the University Authority and the Academic Senate focused on the main fields of scientific research for decades. Obtaining employment by the acclaimed Russian scientists at the University as well as involvement of gifted and promising post-graduate researchers with science facilitated the formation of the University scientific schools. The article features the most significant stages of the scientific school formation of I.S. Golubev, I.M. Sindeev, A.A. Kuznetsov, V.I. Vasiliev, V.G. Vorobyov, S.V. Kuznetsov, N.N. Smirnov, Yu.M. Chinyuchin, V.G. Tsipenko, I.V. Nikitin, V.S. Strelyaev, V.S. Shapkin, S.K. Kamzolov, A.I. Kozlov, A.I. Logvin, V.D. Rubtsov, V.V. Solomentsev, E.E. Nechaev, O.V. Repinoy, O.D. Garanina, B.P. Eliseev, V.V. Vorobyov, etc. It is noted that the international scientific cooperation; the Thesis Board activity; publications, authors’ certificates, patents, University researchers’ awards in respective fields of science, demonstrating the results of fundamental and applied research, contributed to the formation of the University scientific authority. The article deals with the key issues of the University science development during different years as well as the current day challenges. It is shown that these days the University has the considerable scientific potential, which is capable of both identifying industry-specific scientific problems and solving them.В статье представлен содержательный обзор полувековой истории развития научной деятельности в Московском государственном техническом университете гражданской авиации, начиная с образования вуза в 1971 году и по настоящее время. Отмечается, что изначально перед вузом стояла задача создания организационной структуры, включающей научно-исследовательские подразделения, которая была успешно решена, благодаря чему уже через два года появились первые научные результаты. Грамотная стратегия руководства и Ученого совета вуза на протяжении десятилетий определяла главные направления научных исследований. Становлению научных школ Университета способствовало приглашение на работу в вуз известных своими научными достижениями отечественных ученых и привлечение к научным исследованиям талантливой, перспективной молодежи. В статье дана характеристика наиболее значимых этапов становления научных школ И.С. Голубева, И.М. Синдеева, А.А. Кузнецова, В.И. Васильева, В.Г. Воробьева, С.В. Кузнецова, Н.Н. Смирнова, Ю.М. Чинючина, В.Г. Ципенко, И.В. Никитина, В.С. Стреляева, В.С. Шапкина, С.К. Камзолова, А.И. Козлова, А.И. Логвина, В.Д. Рубцова, В.В. Соломенцева, Е.Е. Нечаева, О.В. Репиной, О.Д. Гараниной, Б.П. Елисеева, В.В. Воробьева и др. Показано, как формированию научного авторитета Университета содействовало международное научное сотрудничество; деятельность диссертационных советов; публикации, авторские свидетельства, патенты, научные награды сотрудников Университета, отражающие результаты фундаментальных и прикладных исследований. В статье нашли отражение объективные сложности развития университетской науки, с которыми приходилось сталкиваться в разные годы, а также актуальные трудности сегодняшнего дня. Показано, что Университет сегодня обладает внушительным научным потенциалом, которому под силу как выявлять отраслевые научные проблемы, так и решать их