автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.05, диссертация на тему:Системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата

доктор технических наук
Макаров,
Николай Николаевич
город
Ульяновск
год
2009
специальность ВАК РФ
05.13.05
Автореферат по информатике, вычислительной технике и управлению на тему «Системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата»

Автореферат диссертации по теме "Системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата"

□□3465822

На прапах рукописи

ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ БОРТОВОГО ЭРГАТИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА В КОНТУРЕ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Специальности: 05.13.05 - Элементы и устройства вычислительной техники и систем управления 05.11.16 - Информационно-измерительные и

управляющие системы (в приборостроении)

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

О 2 А ПР 22СЭ

Ульяновск - 2009

003465822

Работа выполнена в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения»

Научный консультант: доктор технических наук, профессор Солдаткин Владимир Михайлович

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Соснин Петр Иванович

доктор технических наук Кушельман Валерий Яковлевич

доктор технических наук, профессор Панкратов Владимир Михайлович

Ведущая организация: ОАО «Московский институт

электромеханики и автоматики»

Защита состоится « 29 » апреля 2009 г. в 15 часов на заседании диссертационного совета Д212.277.01 при ГОУ ВПО «Ульяновский государственный технический университет» по адресу: 432027, г, Ульяновск, ул. Северный Венец, д. 32, ауд. 211 (главный корпус).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Ульяновского государственного технического университета.

Автореферат разослан «_»_2009 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, доктор технических наук, профессор

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Эффективность применения авиационной техники неразрывно связана с проблемой безопасности полетов, успешное решение которой в значительной мере определяет перспективы развития как гражданской, так и военной авиации.

Сложность решения проблемы обеспечения безопасности полетов непрерывно возрастает в связи с повышением интенсивности использования авиационной техники и расширением круга выполняемых сю функциональных задач. Связанное с этим постоянное усложнение бортового оборудования не только увеличивает вероятность отказов техники, но и затрудняет деятельность экипажа, является причиной дополнительных ошибок пилотирования. Это обусловливает возрастание роли бортовых средств автоматизированного контроля, диагностики и управления бортовым оборудованием, разгрузки и информационной поддержки экипажа при обеспечении безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса «Экипаж - Бортовое оборудование - Воздушное судно» в контуре штурвального и автоматического управления летательного аппарата (ЛА).

Для обеспечения безопасности полета в возможных нештатных ситуациях на JIA, в частности на самолетах, используют специальные бортовые средства инструментальной поддержки экипажа: системы предупреждения критических режимов, системы контроля и сигнализации отказов, системы электронной индикации и другие системы контроля и диагностики.

Значительный вклад в разработку методов и бортовых средств инструментального обеспечения безопасности функционирования элементов Б.М. Абрамов, З.С. Абутидзе, E.IO. Барзилович, Л.М. Берестов, В.А. Боднер, Г.С. Бюш-генс, Е.С. Вождаев, В,Г. Воробьев, В.В. Глухов, В.Б. Живетин, Б.В. Зубков, A.A. Красовский, Е.И. Кринецкий, Ю.В. Козлов, А.И. Коротеев, В.Г. Кравцов, С.П. Крюков, Ю.Ф. Кулифеев, В.Я. Кушельман, Г.Н. Лебедев, А.И. Логвин, Г.Н. Москатов, A.B. Мозгалевский, П.П. Пархоменко, Б.Н. Петров, В.А. Подо-бедов, Е.С. Сагимонян, Р.В. Сакач, И.М. Синдеев, А.Н. Синяков, В.М. Солдат-кин, Р.В. Студнев, В.Н. Сучков, М.А. Тайц, Ф.Е. Темников, И.Ю. Юсупов, Е.А. Федосов, Б.Е. Федунов, Е.Г. Харин, Г.П. Шибанов, В.П. Школин и другие отечественные ученые и специалисты, а также ОКБ генеральных конструкторов, отраслевые институты ГосНИИ АС, ГосНИИ ГА, НИИ АО, НИИ ВВС, ЛИИ и другие организации авиационной отрасли.

По материалам публикаций известны зарубежные исследователи в данной области: D. Bartur, F.M. Benoit, T.R. Brown, Ch. Bulloch, H.L. Chevallier, M. Codish, T. Dhamelincourt, R.K. Heffley, W.P. Gilbert, S.M. John, J.K. King, W.H. King, C.E. Libbey, B. McConnel, D. McLean, W.W. Melvin, A. Miele, L. Milosivich, R.P. Quinlican, J.M. Ramsdon, R.M. Rarons, M. Samaka, R.C. Sang-ster, A.W. Scoott, I.P. Staples, R.A. Wilke, T. Wong и другие.

Возрастание количества функциональных систем, агрегатов и других объектов бортового оборудования современной авиационной техники, увеличение числа критических параметров полета, влияющих на уровень безопасно-

сти пилотирования, обусловливают необходимость дальнейшей автоматизации процессов контроля текущего состояния воздушного судна, бортового оборудования и действий экипажа, диагностирования отказов, формирования управляющих воздействий и принятия оперативных решений на всех этапах от наземного обслуживания и предполетной подготовки до посадки под общим контролем экипажа.

Объект исследования. Многообразие объектов авиационной техники и используемых бортовых средств инструментального обеспечения безопасности полета, определяет актуальность создания взаимоувязанных по идеологии и принципу построения систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов самолетов, вертолетов и других воздушных транспортных средств, для которых критерий безопасности является определяющим.

Предмет исследования. Как показывает анализ, с позиции обеспечения уровня безопасности полета, регламентируемого Авиационными Правилами (АП) и Нормами летной годности самолетов (вертолетов) (НЛГС (В)), средства автоматизированного контроля, диагностики, управления и парирования отказов элементов бортового эргатического комплекса должны выполнять функции информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления ЛА.

Цель работы - обеспечение регламентированного уровня безопасности полета в нештатных ситуациях, связанных с непреднамеренным выходом ЛА за эксплуатационные границы из-за нарушений функционирования элементов бортового эргатического комплекса при воздействии внешних возмущений, отказах техники, ошибках пилотирования и их неблагоприятных сочетаниях.

Научная проблема исследования - разработка системной методологии построения, теории и методов проектирования алгоритмических, аппаратных и программных средств, методик моделирования, экспериментального исследования и оценки эффективности применения информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления ЛА.

Решение сформулированной научной проблемы проводилось по следующим основным направлениям:

• разработка теоретических основ построения, проектирования и исследования автономных и интегрированных систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре штурвального и автоматического управления ЛА;

• формирование показателей и критериев, учитывающих влияние текущего состояния элементов бортового эргатического комплекса на уровень безопасности режима полета ЛА;

• разработка методов анализа и синтеза каналов обнаружения, идентификации и предупреждения нештатных ситуаций, управления, принятия решений и информационной поддержки экипажа с учетом специфики объекта применения и целевого назначения системы;

• разработка особенностей построения алгоритмических и аппаратных средств, внешних и внутренних информационно-управляющих магистралей обмена системы в контуре штурвального и автоматического управления ЛА;

• разработка методик моделирования и оценки эффективности работы каналов информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического в контуре управления ЛА;

• разработка методик проектирования и изготовления, экспериментального исследования и применения вариантов информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса на летательных аппаратах различных типов.

Методы исследования. При решении поставленных задач использовались методы теории безопасности и надежности, математической статистики и теории вероятностей, системного анализа, параметрического и структурного синтеза, теории измерений и измерительных преобразователей, теории терминального управления и принятия решений, методы комплексирования и оптимальной фильтрации, математического и имитационного моделирования, стендовых и натурных испытаний бортовой аппаратуры.

Научная новизна диссертации заключается в развитии теории и методов проектирования элементов бортовых человеко-машинных информационно-управляющих систем активной безопасности и определяется следующими результатами исследования:

Разработаны основы теории и методы проектирования и исследования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса «Экипаж - Бортовое оборудование - Воздушное судно» в нештатных ситуациях, связанных с ошибками пилотирования, отказами техники, опасными внешними воздействиями и их неблагоприятными сочетаниями.

Предложен и разработан метод формирования частных (по отдельным критическим параметрам) и интегральной (по режиму полета в целом) детерминированных информативных функций опасности, отражающих нормируемые АП и НЛГС (В) вероятностные критерии безопасности полета и требования к соответствующим особым ситуациям, влияние на них динамики движения воздушного судна, состояния бортового оборудования и общесамолетных систем, отдельных критических параметров полета. Разработаны методики построения информативных функций опасности для основных этапов полета самолета. Установлены, формализованы и исследованы связи предложенных информативных функций опасности с влияющими факторами и динамикой управляемого движения объекта, обоснованы возможности использования интегральной информативной функции, ее полной производной и вектора градиента ее изменения при решении задач анализа и синтеза каналов управления, принятия решений и информационной поддержки экипажа информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса.

На основе предложенных информативных функций опасности разработаны методы анализа каналов информационно-управляющей системы контроля и диагностики общесамолетного оборудования, включающего различные по принципу действия и динамическим характеристикам агрегаты и системы. Разработаны методики анализа сложности информационно-логических структур и синтеза алгоритмов оценки работоспособности, поиска неисправностей и диагностирования отказов общесамолетного оборудования. Выработаны рекомендации по обеспечению надежности конструктивных модулей информационно-управляющей системы контроля и диагностики общесамолетного оборудования.

С учетом особенностей пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования разработаны методы анализа и синтеза информационно-управляющей системы контроля и парирования отказов интегрированного комплекса бортового оборудования. С использованием информативных функций опасности отказов разработаны методики проектирования каналов измерения, принятия решений и сигнализации отказов на основе методов нечетких множеств и нечеткой логики, методика построения управления с учетом критерия безопасности при типовых отказах функциональных элементов бортового оборудования.

Разработаны методы анализа и синтеза информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов, обеспечивающей регламентируемый уровень безопасности полета в случаях, когда меры, принятые экипажем, системой контроля и диагностики общесамолетного оборудования и системой контроля и парирования отказов бортового оборудования, являются недостаточными или неэффективными. Получены математические модели различных этапов полета самолета с учетом его характеристик устойчивости и управляемости, параметров траекторного и углового движения. Разработаны методики формирования упреждающей сигнализации с учетом реакции пилота и синтеза алгоритмов автоматического управления на предельных режимах полета по критерию безопасности. Получены модели и алгоритмы, учитывающие особенности системы предупреждения и предотвращения критических режимов вертолета.

Разработаны имитационные модели каналов, методики моделирования и оценки эффективности работы информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов магистрального и маневренного самолетов, позволяющие проводить разработку алгоритмического и программного обеспечения различных вариантов системы на этапе проектирования.

Разработанные основы теории и методы проектирования, алгоритмы и методики реализованы при разработке, производстве и применении автономных, частично-интегрированных и интегрированной информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса различных типов самолетов и вертолетов, производство и эксплуатация которых позволили повысить уровень безопасно-

сти полетов гражданской и военной техники, исключить закупку зарубежного оборудования, в том числе при экспорте авиационной техники.

Практическая ценность работы. Работа выполнялась в соответствии с основными направлениями Федеральной Целевой Программы «Развитие гражданской авиации России на 2001 - 2010 гг. и до 2015 г.», по отраслевой НИР «Конструктор-КБО» в рамках планов НИОКР ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения».

Основным практическим результатом работы является создание научно обоснованной методологии построения, проектирования и исследования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса, методик проектирования аппаратного, алгоритмического, информационного и программного обеспечения различных вариантов системы.

Полученные научно-технические результаты доведены до уровня методик, алгоритмов, расчетных зависимостей, практических рекомендаций, результатов численного моделирования и аналитических оценок, оригинальных технических решений, стендовой и натурной отработки вариантов, что облегчает их использование в практике построения, проектирования, исследования и реализации модификаций, разработки новых вариантов информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов самолетов, вертолетов и других воздушных транспортных средств.

Реализация и внедрение результатов работы. Полученные научные и практические результаты внедрены в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» при проектировании, разработке, опытном производстве, проведении государственных и летных испытаний созданных при непосредственном творческом участии и при научно-методическом руководстве диссертанта информационных и информационно-управляющих систем контроля и диагностики общесамолетного оборудования, систем контроля и парирования отказов бортового оборудования, систем предупреждения и предотвращения критических режимов полета, использованы на ОАО «Утес» (г. Ульяновск) и ОАО «Электроприбор» (г. Воронеж) при их освоении и серийном производстве, а также на авиастроительных предприятиях ОАО «ОКБ Сухого», ОАО «Туполев», ОАО «АК им. C.B. Ильюшина», ОАО «ОКБ им. A.C. Яковлева», АНТК «Антонов», ОАО «Казанский вертолетный завод», ОАО «Камов» и др., при эксплуатации созданных систем на отечественных гражданских и военных самолетах и вертолетах.

На защиту выносятся:

Основы теории и методология системного проектирования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления ЛА.

Метод формирования и методики использования информативных функций опасности при идентификации состояния элементов эргатического комплекса и количественной оценке уровня безопасности режима полета, прогно-

зировании его изменения, при построении управлений, принятии оперативных решений и информационной поддержке экипажа в нештатных ситуациях.

Методы анализа и синтеза информационно-управляющих систем контроля и диагностики общесамолетного оборудования, контроля и парирования отказов бортового оборудования, предупреждения и предотвращения критических режимов полета, интегрированной системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса.

Математические и имитационные модели, алгоритмы и расчетные зависимости, методики и результаты моделирования, оценки эффективности работы, проектирования, разработки, экспериментального исследования и применения вариантов информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов самолетов и вертолетов, направления их совершенствования и развития.

Личный вклад автора. Автором разработаны:

• теоретические основы построения и исследования, научно обоснованная методология системного проектирования, моделирования и оценки эффективности применения информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре штурвального и автоматического управления ЛА;

• методика формирования информативных функций опасности и их использования в каналах информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса;

• методики анализа и синтеза каналов информационно-управляющих систем контроля и диагностики общесамолетного оборудования, контроля и парирования отказов бортового оборудования, предупреждения и предотвращения критических режимов полета с использованием информативных функций опасности;

• математические модели, алгоритмы, методики исследования, научно обоснованные рекомендации по разработке, применению и совершенствованию информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов самолетов, вертолетов, экранопланов и других воздушных транспортных средств.

Апробация работы. Основные положения и результаты диссертации докладывались на Международной научно-технической конференции «Системные проблемы качества, математического моделирования, информационных, электронных и лазерных технологий» (Сочи, 2001 г.), Второй Всероссийской научно-технической конференции «Прикладные задачи механики и тепломассообмена в авиастроении» (Воронеж, 2001 г.), Всероссийской научно-технической конференции «Методы и средства измерения в системах контроля и управления» (Пенза, 2001 г.), научно-технической конференции Российского форума «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, 2002 г.), XVI научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления» (Гурзуф, 2004 г.), Всероссийском семинаре «Аналитическая механика, ус-

тойчивость и управление движением» (Казань, 2005 г., 2008 г.), XIV, XV, XVI, XVII Международном научно-техническом семинаре «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации» (Алушта, 2005, 2006, 2007, 2008 гг.), Международной научно-технической конференции «Приборостроение - 2005» (Ялта - Винница, 2005 г.), Международной научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование» (Казань, 2006 г.), Международной конференции «Авиация и космонавтика -2006» (Москва, 2006 г.), Всероссийской научной конференции «Информационные технологии в науке, образовании и производстве» (Казань, 2007 г.), Международной научно-практической конференции «Современные технологии -ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения» (Казань, 2008 г.), а также на НТС ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (1978 - 2008 гг.), на научно-технических семинарах кафедры «Приборы и информационно-измерительные системы» Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева (2005 - 2008 гг.), на НТС факультета информационных систем и технологий Ульяновского государственного технического университета (2009 г.).

Результаты разработки экспонировались на Международных авиационно-космических салонах: г. Жуковский (1990, 1992, 1994, 1996, 1998, 2001, 2003, 2005, 2007 гг.), г. Берлин (Германия, 1996 г.), а также на ряде отраслевых научно-технических выставок.

Публикации. По теме диссертации опубликованы 77 печатных работ, в том числе 1 монография и 2 книги, 17 статей, из них 12 в научных журналах из перечня ВАК РФ, 17 материалов и 1 тезисы докладов, 20 авторских свидетельств и патентов на изобретения, 14 свидетельств и патентов на полезные модели и промышленные образцы, 6 свидетельств об официальной регистрации программ на ЭВМ.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, семи глав, заключения, списка литературы из 218 наименований и приложения и изложена на 367 страницах машинописного текста, содержит 105 рисунков и 26 таблиц.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность темы, объект и предмет исследования, сформулирована цель работы и научная проблема исследования, направления ее решения, раскрываются методы исследования, научная новизна и практическая ценность диссертации, реализация и внедрение результатов работы, основные положения, выносимые на защиту, личный вклад автора.

В первой главе рассматривается проблема обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления ЛА.

Раскрываются общие вопросы безопасности полетов и требования к инструментальным средствам обеспечения функционирования элементов бортового эргатического комплекса (БЭК) «Экипаж - Бортовое оборудование -

Воздушное судно» в составе контура штурвального и автоматического управления ЛА.

С учетом важности своевременного обнаружения и парирования последствий нарушений нормальных режимов работы элементов БЭК обоснована научно-техническая и народно-хозяйственная значимость разработки прогрессивных методов и специальных инструментальных средств автоматического контроля и диагностики, управления и информационной поддержки экипажа, максимально облегчающих его работу, повышающих надежность функционирования элементов БЭК, автоматически парирующих последствия отказов и сбоев в возникающих нештатных ситуациях. Показано, что для обеспечения уровня безопасности полета, регламентируемого АП и НЛГС (В), такие средства должны выполнять функции бортовых информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования (ИУС ОБФ) элементов БЭК и, следовательно, не только решать задачи контроля и предупреждения, но и определять текущий уровень безопасности полета, идентифицировать вид возникающей особой ситуации, прогнозировать ее развитие, формировать своевременные «команды-подсказки» экипажу и управляющие сигналы, позволяющие корректировать алгоритмы штурвального и автоматического управления воздушным судном, режимы работы и реконфигурацию элементов общесамолетных систем и бортового оборудования по обеспечению регламентированного уровня безопасности полета, в противном случае вырабатывать своевременные решения по изменению режима пилотирования.

По результатам анализа особенностей построения систем предупреждения критических режимов, систем автоматизированного контроля бортового оборудования и систем информационной поддержки экипажа предложена классификация систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса, которая отражает этапы развития, опыт эксплуатации и разработки современных бортовых средств обеспечения безопасности полета ЛА различных классов, определяет варианты построения и направления развития ИУС ОБФ элементов БЭК самолетов, вертолетов, экрано-планов и других воздушных транспортных средств, пути совершенствования их каналов измерения и обнаружения, идентификации и предупреждения, управления, принятия решений, и информационной поддержки экипажа в особых ситуациях по критерию безопасности.

Предложена обобщенная структурная схема ИУС ОБФ элементов БЭК, которая раскрывает основные связи, организацию работы и функции, выполняемые ее каналами.

Показано, что в общей постановке проблема научного обеспечения создания ИУС ОБФ элементов БЭК должна рассматриваться как разработка системной методологии построения, теории и методов проектирования алгоритмических, аппаратных и программных средств, методик моделирования, экспериментального исследования и оценки эффективности их использования в контуре управления ЛА с учетом целевой и ситуационной направленности и объекта применения.

Во второй главе раскрываются теоретические основы построения и исследования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса.

Анализ подходов к оценке безопасности функционирования сложных человеко-машинных систем показал, что традиционные статистические и вероятностные показатели безопасности полетов (БП), учитывающие количество, периодичность и вероятность возникновения, интенсивности и законы распределения потоков авиационных происшествий и инцидентов не позволяют в отдельном полете и, тем более, на отдельных его этапах и режимах оценивать текущий уровень безопасности, анализировать, какие неблагоприятные факторы снижают его или являются причиной возникновения нештатной ситуации, определять степень влияния неблагоприятных факторов или параметров полета на уровень безопасности функционирования бортового эргатического комплекса, прогнозировать его изменение, формировать алгоритмы штурвального и автоматического управления и принимать оперативные решения по обеспечению регламентированного уровня безопасности полета в нештатных ситуациях.

Основными факторами, влияющими на безопасное функционирование бортового эргатического комплекса и определяющими возникновение в полете регламентируемых АП особых ситуаций являются: действующие на воздушное судно внешние возмущения, возникающие с вероятностью Рв0), отказы техники с вероятностью Рт (0, ошибочные действия экипажа при пилотировании с вероятностью Рп(1). Каждый из влияющих факторов в процессе полета можно представить как случайный процесс с конечным множеством состояний },/' = \,т и непрерывной областью изменения характерных критических параметров полета х,. Этот случайный процесс предлагается описать марковской моделью функции работоспособности 5ВФ{5'1,52,...,5'т} в виде вектора вероятности = нахождения БЭК в любом из состояний 5).

Процесс полета от предполетной проверки БЭК до приземления предлагается разбить на к = \,п этапов, при этом события Ак успешного завершения к-го этапа считаются независимыми. При выполнении каждого к-го этапа используется известная у'-ая комбинация элементов БЭК, при этом факт Вд успешного (безопасного) функционирования /-ой комбинации элементов БЭК, задействованных на к-ои этапе полета представляется в виде события при котором каждый /-ый функциональный элемент БЭК в /-ой комбинации на к-ом этапе полета выполняет свои функции (работоспособен). При использовании на воздушном судне для обеспечения безопасности полета на к-ом этапе q вспомогательных технических средств (резервных систем, каналов ИУС ОБФ элементов БЭК), где ц - комбинация г вспомогательных средств, степень опасности текущего режима полета при нарушении функционирования элементов БЭК предлагается оценить вероятностью возникновения аварии - катастрофической ситуации (КС) вида

РА(0= П S П P(S!jk )P(Hi !Sljk )P(KC / Я, )

П1ПД^)Р(Я,/^)Р(ЯС/Я;)

где M - число возможных комбинаций вспомогательных технических систем на к-ом этапе полета; N - число вспомогательных технических систем в комбинации г на к-ом этапе полета; P(Sljk) и P(Sqrk) - вероятности отказа 1-го элемента

БЭК в j-ой комбинации на к-ом этапе полета и отказа g-ой вспомогательной системы, обеспечивающей ¿-ый этап полета в комбинации г; Р(Н1 jSl]k ) и

Р(я,/59,.4) - условные вероятности возникновения особой ситуации Я; при отказе /-го элемента БЭК и q-ой вспомогательной системы в соответствующих комбинациях на А'-ом этапе полета.

Условную вероятность Р(я,/5(д) возникновения регламентируемой АП особой ситуации Я, из-за отказа /-го функционального элемента БЭК можно определить также как вероятность Р(Х s Хэ) выхода параметров движения воздушного судна, характеризуемого вектором Xfa, х2, ..., х„), в область недопустимых значений (за пределами эксплуатационных ограничений), определяемых вектором ограничений X'{x\}, ..- , xs3).

При допущении, что возможные причины появления в полете особых ситуаций, связанных с нарушениями функционирования элементов БЭК, составляют полную группу событий, с учетом регламентированных АП степеней опасности и вероятностей возникновения за час полета катастрофической (КС), аварийной (АС), сложной (СС) ситуаций и усложнения условий полета (УУП) в предположении, что каждая из возможных особых ситуаций (КС, АС, СС, УУП) за час полета или за полет в целом не должны превышать уровень опасности РА, равный по величине регламентируемой АП вероятности возникновения КС Ркс ~ Ю"9, определены области регламентируемых АП изменений условных вероятностей Р"' непарирования ИУС ОБФ БЭК каждой из особых ситуаций Н;.

РАКС = 1; 1(Г2 < РАЛС < 1; КГ4 < РАСС < КГ2; I0"6 <РАУУП <10"4; 10~9 < Рд эу < КГ6, где Рд|л - условная вероятность непарирования неблагоприятных факторов при полете в нормальных эксплуатационных условиях (НЭУ).

Каждая из возникающих особых ситуаций Я, на каждом этапе полета воздушного судна от разбега до посадки оценивается по вызываемому ею изменению критического параметра х, и может быть идентифицирована следующими уравнениями:

для КС : х, > хп

для АС: х дляСС

йх,<х™, 10 < Рд' < 1;

10"4 <Р? < 10~2;

л" <.г. <л5

дляУУП: х„7п<^<хсс

10-б <РА*' <10"

< Рд'' < 10

для НЭУ: х, <х™п, 10 где х'и' - значения критических параметров х, на границах особых ситуаций

данного этапа полета, задаваемые разработчиками авиационной техники.

Так как на границах последовательного перехода от нормальных эксплуатационных условий (нормальное функционирование элементов БЭК) к УУП и далее к СС, АС и КС вероятность Рд' принимает конкретные регламентируемые АП значения, то по граничным значениям х"' и Рд' предложено построить детерминированную непрерывную информативную функцию опасности

К = /(*Д О)

однозначно характеризующую текущий уровень опасности режима полета при нарушении функционирования (отказе) элемента БЭК, вызывающего изменение критического параметрах, (рис. 1).

При формировании информативной функции опасности принимается

допущение о том, что при нарушении функционирования элемента БЭК другие элементы БЭК и параметры движения воздушного судна находятся в пределах эксплуатационной области и не оказывают заметного влияния на изменение условной вероятности Рд'.

При одновременном нарушении функционирования нескольких элементов БЭК из-за воздействия нескольких неблагоприятных факторов возможно приближение к эксплуатационным ограничениям одновременно нескольких критических параметров х, (г = 1,п) и тогда уровень опасности режима полета в целом

может быть оценен вероятностью Р^{ху,хг,...,хп) = 1 - ПО ~ ^а' ), в соответст-

вии с которой по аналогии с предложено построить интегральную информативную функцию опасности режима полета в целом

i-1 i--l

Текущее значение интегральной информативной функции опасности F0„(t) количественно отражает изменение уровня безопасности полета воздушного судна, обусловленное влиянием всех элементов бортового эргатического комплекса. При этом возникновение особой ситуации Н, на определенном режиме полета возможно и при невыходе частных функций F^ или отдельных критических параметров x¡ за соответствующие границы F^' и х1/', что убедительно свидетельствует о высокой информативности функции F0„{t) и эффективности ее использования в каналах информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса. Достоинством информативной функции Fon является также возможность выделения критического параметра, определяющего текущий уровень безопасности режима полета, управление по которому позволяет наиболее эффективно вывести воздушное судно из возникшей особой ситуации и обеспечить регламентируемый уровень безопасности полета.

Исследована связь информативных функций опасности, определяющих воздействие на элементы бортового эргатического комплекса различных неблагоприятных факторов и их сочетаний, с динамикой управляемого движения воздушного судна, описываемого системой уравнений вида: dxi ~dt

где x¡ - фазовые координаты вектора X; U¡, Wk - параметры вектора управления

U и вектора внешних возмущений W\ í - время.

Показано, что полная производная —— и вектор градиента gradfou по-

зволяют описать связь между динамикой движения воздушного судна и изменением уровня безопасности полета при нарушении функционирования элементов БЭК уравнением вида:

п IТ' X i J fj tr~ 7 r~ Xj

-± = qi{xi,UJ,Wk,t), i = 1,n\ j = l,m; к = 1,1, (5)

-1 d-/n *k = i

dt k=J dxk dt i k=ldFЩ dxk J dt (6)

= gradFon V(X, U,W,t) = \gradFon\V(X, U,W,t) \ cos <p,

где — = V(X,U,W,t) - вектор обобщенной фазовой скорости объекта dt

управления; ср-угол между векторами gradFon и V(X,U,W,t).

Элементы

квадратных матриц Якоби в каждый момент

времени / характеризуют степень влияния частных информативных функций опасности и параметров движения х, на изменение уровня безопасности режима полета воздушного судна в целом.

Показано, что информация о функциях /о„(/), —— и grad/гcn позволяет

построить управление (7б(0> при котором уменьшение ^п(г) и повышение уровня безопасности полета будут происходить с наибольшим темпом. Указанная информация может быть также использована в качестве визуальной и директорши информации для информационной поддержки экипажа и принятия оперативных решений в особых ситуациях.

С учетом подходов, используемых в каналах упреждающей сигнализации, получены соотношения для определения порогов срабатывания ^п'пр и /"оппр

каналов предупреждения ИУС ОБФ БЭК по отдельным критическим параметрам и режиму полета в целом

fx¡ = F

оп пр ог

■AFX¡ -0х'

ОПСТ -С-ОИ

p(xltU j,Wkít)

р. 1 dx

* 011 пр ОП

_ ¿ dF™ dF™ Qxr dF™ = P=,-\dF'¿ dxB dt

1-П0-ДЩ

n dF dFx¡

y w on on 7*

^dFx' dxn ">

V I Угсш

где 'F^ и F^n - границы регламентируемых уровней опасности по параметру x¡ и режиму полета в целом; AF^ - статический запас, учитывающий погрешности Дх, и Axj измерения критического параметра x¡ и других фазовых координат х,, используемых при построении информативной функции опасности F0,¡; Q*'

и QXp - динамическое упреждение по критическому параметру х, и хр; Трх^ -

время переходного процесса канала управления по критическому параметру хр с учетом динамики пилота.

Показано, что интегральную информативную функцию опасности Fon можно рассматривать не только как сложную функцию фазовых координат jc( (/ = 1,л) с областью определения, задаваемой эксплуатационными ограничениями хпЬ но и как функцию аргументов Fxs[ (/' = с областью определения О < F0„' <1. Последнее позволяет перенести исследование поведения интегральной информативной функции опасности Fon из фазового пространства перемен-

пых х, в соответствующее пространство переменных . При этом эксплуатационное множество /'оп (О> >---<Р<т'") допустимых по критерию безопасности значений информативных функций Fa1¡i будет существенно меньше, чем число ограничений, накладываемых на фазовые координаты воздушного судна. Последнее особенно важно при принятии оперативных решений и построении управления по выводу воздушного судна из зоны критического режима полета и снижению степени опасности возникшей особой ситуации.

Раскрываются методики формирования предупреждения и построения стратегии управления по критерию безопасности при одновременном выходе на границы эксплуатационных ограничений г < т частных информативных функций опасности .

При синтезе терминального управления с учетом критерия безопасности в качестве показателя качества управления предлагается использовать штрафную функцию АР0П (/) = Роп(0 - > 0, определяющую выход воздушного судна за границы регламентируемого уровня безопасности полета При этом вся совокупность ограничений, накладываемых на параметры полета воздушного судна, представляется в пространстве переменных ^ в виде неравенства:

р /рх1 рх2 рхт )< рЭрЭх2 рЭхт . готгоп >гоп ••—гоп /-гоп\гоп <гоп •—•гоп /■ \°)

Уровень риска терминального управления по критерию безопасности предлагается оценивать математическим ожиданием функции промаха

[{ = М \ЛРоп(I)д.1 , определяющей математическое ожидание величины про-.0 \

маха Д/\,1:(7) и время I нахождения интегральной информативной функции опасности Рс„(г) за пределами эксплуатационного ограничения .

Решение задачи принятия решения при штурвальном управлении, обеспечивающего вывод воздушного судна из возникшей особой ситуации с наименьшими затратами времени и управлений, предложено проводить с использованием вектора £гас1/;,оп. При этом построение кривой или поверхности изменения вектора §га<1/гоп (х,, х2 ,.••> -О в пространстве изменения критических параметров х, (/ = 1,л) предложено проводить в параметрическом виде, например, для трехмерного вектора:

ё^сп (х,, х2, х3) = П = [(1 - Ц

+ г(1/,0)г(1/,1)

где вектор г(и,У) представляет собой внутреннюю часть поверхности изменения вектора ^ас1/г0п(х1,х2,хз); и, V- новые параметрические переменные с ин-

"1 -V -[0-£/Х/] Ко,омод)~ "1 -к"

у . 7(1,0)7(1,1). у

тервалом изменения [0, 1]; r(U,О), r(t/,l), '"(0,К),г(1,К) - четыре известные граничные кривые этой поверхности.

Показано, что такой подход позволяет получить аналитические соотношения для линий и поверхностей уровня равной опасности, которые далее можно использовать при обнаружении и идентификации возникающих особых ситуаций, при принятии решений и построении эффективного штурвального управления по выводу из них, в качестве директорной или дополнительной информации канала информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях.

Эффективность предложенных подходов и разработанных методик принятия решений и построения управления подтверждается результатами моделирования траектории изменения Fon(t), вектора gradFon(FB,a) и линий равной опасности Fm = const для режима посадки самолета в условиях продольного сдвига ветра, где в качестве определяющих критических параметров используется воздушная скорость Va и угол атаки а.

В третьей главе раскрываются методы анализа и синтеза информационно-управляющей системы контроля и диагностики состояния агрегатов и систем общесамолетного оборудования.

Показано, что наличие в составе общесамолетного оборудования различных по принципу действия и физической природе носителей информации функциональных систем (система энергоснабжения, пневмо-, гидросистемы, топливная система и др.), а также большого числа недублированных исполнительных устройств и агрегатов управления с различными диапазонами перемещений и разными динамическими характеристиками обусловливают необходимость поэлементного контроля их работоспособности путем задания большого числа управляющих воздействий, измерения большого количества контролируемых параметров, автоматизированного поиска, своевременного устранения неисправностей или парирования последствий отказов. Все это определяет выделение в составе бортовых средств обеспечения безопасности полета информационно-управляющей системы контроля и диагностики общесамолетного оборудования (МУС КД ОСО), основной задачей которой является повышение боеготовности и снижение времени предполетной подготовки, разгрузка и снижение вероятности ошибок экипажа, повышение объективности и достоверности принимаемых решений в сложных условиях реального полета.

При использовании положений и подходов теории контроля работоспособности и диагностики сложных технических систем проведена формализация задачи синтеза алгоритмов функционирования ИУС КД ОСО, которая позволяет строить оптимальную с позиции временных затрат стратегию последовательных проверок и минимизировать число наблюдений в каждой проверке.

Разработана методика анализа алгебраической сложности информационно-логических структур формирования управляющих воздействий и обработки информации о состоянии общесамолетного оборудования. В результате сравнения коэффициентов избыточности информационных связей ИУС КД ОСО с различной архитектурой рекомендована для реализации универсальная центра-

лизованная архитектура, отличающаяся простотой организации автоконтроля, малыми аппаратными затратами и достаточно высоким быстродействием реализации функциональных алгоритмов.

Разработана методика синтеза алгоритмов оценки работоспособности и диагностирования отказов общесамолетного оборудования. В соответствии с теорией диагностики сложных технических систем задача оценки состояния функциональных систем и агрегатов общесамолетного оборудования сводится к определению диагностических характеристик элементов проверки, а процесс проверки работоспособности блоков общесамолетного оборудования представляется в виде модели, приведенной на рис. 2.

Решение стохастического дифференциального уравнения, отражающего вероятность РА (?)

исправного состояния А| контролируемого блока, определенную по результатам анализа выходных сигналов иу[,иу2,...,иуп датчиков

ИУС КД ОСО за период времени X, получено в виде:

Лиу(1)-тгр0)][тгр(1)-ту1и)] ехр{-2 —------£---т)

где тгр(!)=ту1 +Лту1

(/); ЛтД?) - допуск на разброс выходного сигнала контролируемого блока; - априорное значение вероятности исправного

состояния контролируемого блока; N , N- номера первой и последней проверок; т - математическое ожидание выходного сигнала Ц,(г), соответствующее исправному состоянию контролируемого блока.

Алгоритм поиска неисправного блока общесамолетного оборудования за минимальное число последовательных проверок при заданных значениях рисков первого и второго рода представляется в виде следующей последовательности:

1) если выполняется условие

ЫМ-ТАт + \ту, (/)#,

то принимается решение А] об исправности проверяемого блока;

2) если выполняется условие

т N + N Т

\U(t)dt > - У] Уп In F - ТЛпг + \my¡ {t)dt, О Л'п О

то принимается решение А2 о неисправности проверяемого блока; г

3) если \U(t)dt находится внутри верхней и нижней границ, то необхо-

димо провести следующее п+1 измерение.

При этом М - ^

r2 i-r2

Выработаны рекомендации по обеспечению безотказной работы конструктивных модулей ИУС КД ОСО за счет резервирования каналов управления модуля формирования силовых команд, модулей сбора и преобразования параметрической информации и вычислителя.

Рассматриваются особенности информационно-управляющей системы контроля и диагностики общевертолетного оборудования, связанные с реализацией алгоритма опроса датчиков, расположенных на вращающихся агрегатах несущей системы.

В четвертой главе раскрываются методы анализа и синтеза информационно-управляющей системы контроля и парирования отказов функциональных систем интегрированного комплекса бортового оборудования (ИКБО).

Подчеркивается, что в отличие от общесамолетного оборудования, пило-тажно-навигационное и радиосвязное оборудование, входящее в состав ИКБО, включает в себя большое число функциональных систем и блоков, парирование отказов которых в полете обеспечивается путем реконфигурации бортового оборудования (БО) за счет холодного или горячего резерва. Контролируемые функциональные системы и блоки БО в большинстве своем являются электронными и включают средства встроенного контроля с близкими динамическими характеристиками, вследствие чего не требуется определять оптимальную очередность их проверок. Указанные обстоятельства определяют специфику методов проектирования и исследования информационно-управляющей системы контроля и парирования отказов бортового оборудования (ИУС КПО БО).

В качестве характеристики инструментальной достоверности каналов контроля ИУС КПО БО используются вероятности ложного Рп0 и необнаруженного Рн0 отказов, зависящих от верхнего Ь, и нижнего a¡ значений контролируемых параметров x¡, законов распределения fix,) и контролируемых параметров и погрешностей £,, их измерения.

На основании разработанного в главе 2 подхода, проводится формирование частных информативных функций F0„, характеризующих изменение уровня опасности режима полета при отказе ¿-ой системы БО, приводящем к изменению критического параметра х„ и интегральной информативной функции опасности Fon всех отказов БО на данном режиме полета.

Для описания частных информативных функций опасности отказов предлагается использовать аппроксимирующие зависимости вида:

Foh = 1-Cj ,Н) ;npu0<xi<xzx

-(х-ХЭ)2Щ Fon =l-di М) ; при х™п <Xi<0, где Xj - текущее значение критического параметра, определяющего состояние воздушного судна при отказе /-ой системы БО, с, и d„ т, и и, - константы и целые числа, значения которых определяются в соответствии с характерными значениями критического параметра х, и регламентируемыми АЛ уровнями условных вероятностей Р^' на границах особых ситуаций (см. рис. I); xl - нормальное эксплуатационное значение параметра х, при отсутствии отказа г-ой функциональной системы.

Показано, что с помощью информативных функций опасности и Fon можно контролировать возникновение и прогнозировать развитие особых ситуаций, связанных с отказами функциональных систем бортового оборудования, решать задачи синтеза алгоритмов автоматического и штурвального управления по выводу воздушного судна из возникшей нештатной ситуации.

Надежность функциональных систем бортового оборудования, поведение которых рассматривается как случайный процесс с конечным множеством состояний ¿' = {5', }, i = \,т и непрерывной областью изменения контролируемых параметров, оценивается с помощью марковской модели. Это позволяет построить функцию работоспособности бортового оборудования S(St, S2,..., Sm) в виде вектора вероятности P(t) = S\), ..., Pj(tt S,)] нахождения бортового оборудования в любом из состояний S). Рассматриваются модели отказов функциональных систем ИКБО и механизм учета их влияния на уровень безопасности текущего режима полета воздушного судна.

Разные скорости изменения критических параметров х, и степени их влияния на уровень безопасности полета приводят к тому, что они должны контролироваться с разной точностью и периодичностью. В соответствии с этим обоснованы функции и требования к каналам измерения и преобразования, обработки, отображения и управления ИУС КПО БО, в том числе по надежности, быстродействию, полноте контроля.

Анализ и синтез каналов измерения ИУС КПО БО проводится на основе модели информационного канала с помехами с учетом вероятности безотказной работы канала.

Как показывает анализ, увеличение надежности и уменьшение погрешности измерительного канала в разной степени влияют на эффективность канала измерения ИУС КПО БО, что позволяет проводить его параметрический синтез с учетом точности и надежности.

Синтез каналов принятия решений и сигнализации отказов ИУС КПО БО предлагается проводить по критерию безопасности текущего режима полета с

использованием информативных функций опасности ,Р0Г| на основе причинно-следственных связей между функциональными системами БО, участвующими непосредственно в формировании информативных сигналов для систем пилотирования и автоматического управления воздушного судна.

Раскрывается метод оценки безопасности текущего режима полета на основе логико-вероятностного анализа и с использованием аппарата нечеткой логики и нечетких подмножеств. В первом случае на основе булевых моделей отказов и структурной схемы безопасности функционирования БО строится функция алгебры логики (ФАЛ) монотонной работоспособности, по которой затем производится оценка уровня опасности отказов функциональных систем и построение интегральной функции опасности отказов БО в целом.

При отсутствии статистических данных об отказах функциональных систем БО и их взаимосвязи с изменением критических параметров режима полета предложено использовать аппарат нечеткой логики и нечетких подмножеств. В этом случае вместо вероятности отказа используется понятие возможности отказа в виде нечеткого подмножества, определенного в вероятностном пространстве, которая в предельном случае совпадает с вероятностью отказа функциональной системы БО. На конкретном примере схемы безопасного функционирования БО рассматривается алгоритм построения функции опасности отказов и схема формирования оперативных решений, выдачи уведомляющих сигналов по каналам индикации и сигнализации и управляющих воздействий по парированию отказов или их последствий на основе лингвистических терминов, содержащихся в базе знаний ИУС КПО БО и описывающих метод устранения отказа или возникшей нештатной ситуации.

При синтезе алгоритма управления воздушным судном в нештатных ситуациях, связанных с отказами функциональных систем БО, в каналах ИУС КПО БО производится регистрация и идентификация возникающих отказов. На основании методов теории терминального управления исследуется стратегия управления, качество которой оценивается значением риска

И = (() - определяющим математическое ожидание превыше-

ния = интегральной информативной функции опасности от-

казов БО Роп(г) и время г ее нахождения за пределами эксплуатационного ограничения Р~3п.

Раскрывается методика построения управления с учетом критерия безопасности при отказах типов: обрыв в каналах измерения или в цепи исполнения управляющих команд, вызывающих исчезновение соответствующих сигналов; отказы в объекте управления, вызывающие скачкообразные изменения его состояния в момент отказа; отказы или сбои в работе канала формирования управления, например, сбои бортовой ЦВМ, приводящие к неисполнению или ошибочному исполнению части алгоритма управления.

В пятой главе раскрываются методы анализа и синтеза информационно-управляющей системы предотвращения критических режимов (ИУСПКР). От-

мечается, что информационно-управляющие системы контроля и диагностики общесамопетного оборудования, контроля и парирования отказов бортового оборудования решают задачу раннего предупреждения и парирования нештатных ситуаций, связанных с отказами техники. В случаях, когда принятые экипажем и указанными информационно-управляющими системами меры по предупреждению возникающих особых ситуаций являются недостаточными для предотвращения опасной ситуации, включается в активную работу ИУСПКР.

На основании подходов, предложенных в главе 2, раскрывается методика формирования частных Ф£'п (по отдельным критическим параметрам полета х,) и интегральной Ф6п (по режиму полета в целом) информативных функций безопасности.

На основе характерных значений параметров полета самолета, определяющих возникновение регламентированных АП и НЛГС особых ситуаций, связанных с траекторным движением, движением относительно центра масс, характеристиками устойчивости и управляемости получены математические модели информативных функций ФЩ, для различных этапов полета в виде степенной функции:

I-kix2"' л ~ —шах

о, ' , при хы <xt <0,

где xi = - хш )/х1Н - относительное отклонение критического параметра х, от номинального эксплуатационного значения xiH\ к, - нормирующий множитель, учитывающий степень влияния критического параметра х, на изменение уровня безопасности режима полета; а¡, Ь, и т, - константы и целые числа, которые определяются при аппроксимации кривой функции опасности Ф^ = f(x"') (очевидно, что значениям х, = 0 и х, = х,кр будет отвечать ФЦ (0) = 0; Ф^ (х,кр) = 1 соответственно).

Интегральная информативная функция безопасности режима полета

Ф6п(Х) = П^-Ф^) определяет влияние на уровень безопасности нескольких i=i

критических параметров, например, для режима снижения самолета по посадочной глиссаде она имеет вид:

Фбп(д:„х2) = 1-Фав(х„^) = 1-йЛ уъ> а*> , (14)

где х\ = Ув и Хг = а - текущие значения воздушной скорости и угла атаки; XI = Ув - ,Х2 = а - а0; и а0 - номинальные значения воздушной скорости и угла атаки самолета при посадке; Фав(хь х2) - интегральная функция опасности режима полета.

На рис. 3 приведены графики изменения высоты H{t), воздушной скорости KH(i), угла атаки a(i) и информативной функции опасности Фт(хи xi), полученные при моделировании посадки магистрального самолета при воздействии попутного ветра W(t). Как видно из рис. 3, производная d'PJdt весьма чувствительна к изменению информативной функции опасности Фав(г) и может служить эффективным информационным признаком прогнозирования изменения уровня

безопасности режима полета при ручном управлении. Использование информации о производной d0Jdt при построении алгоритма автоматического управления обеспечивает посадку самолета с заданным уровнем безопасности, например, соответствующим значению функции опасности Фав = 10~8, что иллюстрируется прерывной кривой изменения функции 0ib{t) на рис. 3,

Методы анализа и синтеза каналов измерения ИУСПКР раскрываются применительно к каналу измерения угла атаки, определяющему безопасность полета самолета на режимах взлета и набора высоты, маневрирования в продольной плоскости и при посадке, при выходе из режима бомбометания или использовании ракетного вооружения.

Рассмотрены модели случайных динамических погрешностей традиционных флюгерных и новых перспективных, в частности, ионно-меточных, датчиков аэродинамических углов (ДАУ), которые обычно не нормируются при паспортизации, но должны учитываться в каналах предупреждения о выходе на границы регламентируемого уровня безопасности полета. С учетом случайного характера изменения угла атаки самолета получены соотношения для дисперсии суммарной динамической погрешности различных типов ДАУ Лст^ = Aoflc + Aa^, собственная Aaflc и вынужденная Дст^ составляющие которых зависят как от динамических свойств ДАУ, так и от характера изменения входного сигнала и действующих помех.

Показано, что широкие перспективы по повышению помехоустойчивости и динамической точности каналов измерения ИУСПКР открывает использование принципов комплексирования и оптимальной фильтрации. Методики синтеза и эффективность комплексирования раскрываются на примере комплексирования флюгерного и пневмомеханического ДАУ на вертолете.

В соответствии с методикой, разработанной в главе 2, предупреждение экипажа о приближении критических параметров xt к границам эксплуатационного режима полета осуществляется каналом упреждающей сигнализации ИУСПКР, реализующим алгоритм вида:

фх' = фЭх< - Лфх' - ох;. dФт i 15)

авпр а» а1> ' У > .

где Ф^ - порог срабатывания канала предупреждения ИУСПКР по параметру X, с учетом статического АФ^ запаса, динамического упреждения , учитывающего реакцию пилота, и эксплуатационного ограничения Ф^', которое определяется допустимым значением хдоп, критического параметра х,.

Разработаны оригинальные алгоритмы формирования критических параметров полета самолета, учитывающие запас по сваливанию и прочности (A.c. 69218), изменение допустимых значений угла атаки и нормальной перегрузки на режимах взлета и посадки (A.c. 1306023, 1515583), текущую стреловидность крыла, положение механизации, состояние внешней подвески и весовую загрузку сверхзвукового самолета (A.c. 893007, 1485577), а также оригинальные схемы комбинированного указателя пилотажных параметров самолета, эффективно решающих задачу информационной поддержки экипажа при взлете и посадке (A.c. 728465) и при директорном режиме управления самолетом (патент РФ №2207514).

Информативные функции Ф* и Фйг(Х) использованы при решении задачи анализа и синтеза каналов обнаружения и упреждающей сигнализации ИУСПКР, при построении алгоритма штурвального управления по выводу из возникшей особой ситуации с учетом динамики пилота, запаздывания каналов измерения и управления.

При синтезе алгоритмов автоматического управления на предельных режимах полета по критерию безопасности использованы методы теории аналитического конструирования регуляторов, при этом в качестве критерия обобщенной работы использована штрафная функция ДФаа(/) = Ф^ >0.

Рассматриваются особенности построения ИУСПКР вертолета. Обоснован вид информативных функций Ф* и Фав и алгоритмов срабатывания канала сигнализации на критических режимах полета вертолета по приборной скорости и нормальной перегрузке, на режимах «подхвата», «вихревого кольца» и при автоматической посадке в сложных метеоусловиях. Получены модели, позволяющие учесть характерные для вертолета кинематические, аэродинамические и индуктивные искажения первичной аэрометрической информации, проводить моделирование, определять пороги настройки каналов предупреждения, оценивать эффективность работы информационно-управляющих систем предупреждения и предотвращения критических режимов полета вертолета, в том числе с помощью разработанного полунатурного моделирующего стенда.

Шестая глава посвящена вопросам моделирования и оценки эффективности информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления J1A.

Рассматриваются математические модели полета самолета в неспокойной атмосфере, в том числе на этапе посадки в условиях сдвига ветра. Приводятся типовые профили изменения скорости ветра по высоте, которые используются при исследовании поведения самолета в условиях сдвига ветра. Получены мо-

дели для исследования продольного и бокового движения в условиях неспокойной атмосферы применительно к режиму автоматической посадки магистрального самолета.

Разработаны математические модели датчиков первичной информации и действующих возмущений по каналам угла атаки, приборной скорости, числа Маха и нормальной перегрузки, в соответствии с которыми разработаны имитационные модели каналов предупреждающей сигнализации ИУСПКР в среде визуального моделирования БтиНпк и пакета Ма11аЬ 6.5. В качестве исходных данных при имитационном моделировании ИУСПКР использованы данные параметров полета, полученные при летных испытаниях реальной системы типа СПКР-М-2.

На рис. 4 приведены результаты имитационного моделирования канала угла атаки а (рис. 4, а) и канала числа Маха М (рис. 4, б) в виде графиков, иллюстрирующих срабатывание/отпускание упреждающей сигнализации на характерных режимах полета маневренного самолета.

Как показали результаты имитационного моделирования, различие в уровнях срабатывания каналов предупреждения имитационной модели ИУСПКР и реальной системы типа СПКР-М-2 на исследуемых режимах полета по углу атаки не превышает 0,19°, отпускания - 0,24°, по числу М находится в пределах 0,06 0,037°, что свидетельствует об адекватности разработанных алгоритмов и математических моделей ИУСПКР.

Применительно к режиму посадки магистрального самолета в условиях сдвига ветра раскрывается методика построения алгоритмов автоматического управления с учетом критерия безопасности. Эффективность алгоритмов управления, сформированных в канале ИУСПКР с использованием информативных функций Фа*' и фав, в сравнении с алгоритмами управления штатного автопилота предложено оценивать интегральной характеристикой вида

у= /ДФа8(ОЛ, определяющей величину и время Дг = - 4 нахождения

информативной функции Фаа(0 за пределами эксплуатационного ограничения.

Рис. 5 иллюстрирует изменение информативной функции опасности Фав(0 режима посадки магистрального самолета и интегральной характеристики эффективности у(0 при различных профилях сдвига ветра Щ/) для управления, реализуемого штатным автопилотом (на графике показаны линиями вида -о-о-о-) и ИУСПКР (сплошные линии).

у-»it "Уг"*' У""-"7*

Ф„~ ¡0' а, град fid Г„ м/с ФиТЮ' Ф^-Н?

О 5 10 IS 20 25 И 35 цс

0 5 10 15 20 25 30 35 t с ]

о, гряд Т*'0' С,, м/с

y*ltf v.. Wc фл'!04

6 5 10 15 20 25 30 35 t,c

Сравнительный анализ алгоритмов парирования ветровых возмущений с помощью штатного автопилота и ИУСПКР свидетельствуют о преимуществах последней как в части использования диапазонов управляющих воздействий и границ изменения параметров полета VB, а в процессе управления, так и по интегральной характеристике безопасности y(t).

Как показали результаты моделирования, штатный автопилот не парирует ряд опасных профилей ветрового возмущения W(t), в то время как ИУСПКР эффективно парирует все типовые профили сдвига ветра при посадке магистрального самолета, обеспечивая поддержание информативной функции опасности Фцв(0 вблизи заданного эксплуатационного ограничения = 1.

Проведено исследование влияния точности измерения параметров траек-торного движения самолета на качество работы ИУСПКР. Как показало моделирование, погрешности измерения определяющих критических параметров режима посадки Гвиа приводят к размытию информативной функции опасно-

сти Ф3„и), которое необходимо учитывать при назначении величины Ф^, как это показано в главе 5. Показано, что для обеспечения разброса допустимого эксплуатационного значения в пределах ±3% достаточно измерять воздушную скорость при посадке с погрешностью не более ±7 км/ч, а угол атаки -±0,25°. Точность измерения других параметров траекторного движения, так же, как и погрешность измерения параметров ветра lV(t), не оказывают заметного влияния на эффективность работы ИУСПКР при посадке магистрального самолета.

Более жесткие требования к точности выдерживания так называемого «расчета на посадку» современных маневренных самолетов, а также дополнительные трудности выполнения безопасной посадки на авианесущий корабль или на ограниченные по длине ВПП, определили перспективность разработки и исследования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности посадки (ИУС ОБП) самолета на подвижный носитель. Так как при посадке на подвижный носитель существенное значение приобретает прогнозирование возмущений на траектории глиссады, такую систему предложено выполнить на базе лазерно-доплеровского измерителя, который позволяет определить характеристики атмосферных возмущений на расстоянии от самолета, т.е. до начала воздействия на него. В качестве критических параметров, определяющих текущий уровень безопасности посадки, предложено использовать воздушную скорость Ув, угол атаки а и угол наклона траектории 0, т.к. с учетом связи вида Н = V sin 8 это позволяет учесть влияние еще одного критического параметра завершающего этапа посадки - вертикальной скорости Vy = Н.

В соответствии с разработанными подходами построены информативные функции опасности Ф^Ц, Фа"°, Ф®в°, Фа°н (/) в момент времени t, когда на самолет действует возмущение W(¡{t). По данным бортового лазерно-доплеровского измерителя определяется возмущение W¡ (/,) на расстоянии L,, по которому определяется значение информативной функции Фав(?,) в прогнозируемый момент времени í¡, вид прогнозируемой особой ситуации, строится прогнозное управление U(t¡), и по возможности его построения в канале ИУС ОБП принимается решение о продолжении движения по глиссаде или уходе на второй круг.

Разработано алгоритмическое и программное обеспечение и проведено имитационное моделирование автоматической посадки маневренного самолета на подвижный носитель с использованием ИУС ОБП для типовых профилей ветровых возмущений W(í). Как показали результаты моделирования, ИУС ОБП обеспечивает полет по траектории, близкой к расчетной, и заданный уровень безопасности посадки, определяемый значением Фаэв =10"7, чему способствует как прогнозная информация о возмущении, получаемая от лазерно-доплеровского измерителя, так и лучшая динамика объекта и канала управления.

Для информационной поддержки экипажа при посадке на подвижный носитель предложено дополнить традиционную систему отображения информации образным индикатором безопасности, на информационном табло которого

отражается текущий и прогнозируемый уровень безопасности полета, характеризуемый значениями информативных функций Фм(!) и Фаа(/ + Д/). При приближении к границе эксплуатационного режима на информационное табло индикатора безопасности также выводятся значения частных информативных функций Ф*, отражающие причину приближающейся особой ситуации и «команды-подсказки», определяющие действия нилота по их парированию или изменению режима посадки при штурвальном управлении. Это позволяет повысить достоверность упреждающих сигналов, формируемых в каналах звуковой и тактильной сигнализации, повысить уверенность пилотирования и эффективность штурвального управления по выводу самолета из зоны опасных режимов полета.

Разработаны имитационные модели информационно-управляющей системы контроля и парирования отказов бортового оборудования магистрального самолета. При проведении имитационного моделирования ИУС КПО БО отказы функциональных систем бортового оборудования имитировались выходом шумовой составляющей критического параметра х< режима полета самолета за уровень допустимого значения хдоп,. В качестве характеристики текущего уровня безопасности режима полета при отказах БО используется интегральная информативная функция опасности Гоп(0-

На рис. 6 приведены графики, иллюстрирующие влияние отказа типа обрыв в канале измерения угла атаки на режиме посадки магистрального самолета на изменение функции Роп({) при работе штатного автопилота (рис. 6, а) и при' формировании ИУС КПО БО дополнительного управления, парирующего отказ канала измерения угла атаки с учетом критерия безопасности (рис. 6, б).

Как видно из рис. 6, б, начиная с 35 с, когда Р0„(г) приблизилась к границам допустимого эксплуатационного значения Ф„п = 10~6, формируемый ИУС КПО БО алгоритм парирования отказов не позволяет функции сущест-

венно выйти за границы, определяющие заданный уровень безопасности посадки самолета.

Исследуются особенности построения информационно-управляющей системы обеспечения безопасности движения (ИУС ОБД) экраноплана и других низколетящих воздушных транспортных средств. Показано, что с учетом специфики и динамики движения экраноплана на сверхмалых высотах с относительно высокими скоростями в условиях влияния подстилающей поверхности и самостабилизации по высоте за счет экранного эффекта в качестве параметров, определяющих текущий уровень безопасности на крейсерском режиме, целесообразно использовать воздушную скорость Ув, угол атаки а и угол крена

УПри нормировании возможных особых ситуаций экраноплана (аналогично АП и НЛГС) по указанным критическим параметрам формируются частные <, Ф"в, Ф'т и интегральная Фав информативные функции опасности режима движения экраноплана, которые далее используются в каналах предупреждения, управления и информационной поддержки экипажа ИУС ОБД экраноплана. Информационное обеспечение ИУС ОБД экраноплана предложено выполнить на базе лазерно-доплеровского измерительного комплекса, позволяющего наряду с измерением параметров векторов путевой и воздушной скоростей, а следовательно и вектора ветра, обнаружить наличие препятствий на маршруте движения, определять их высоту, расстояние и скорость сближения, сформировать управляющие сигналы по уклонению от них.

При построении алгоритмов управления экранопланом в нештатных ситуациях предлагается использовать методику, разработанную для лазерно-доплеровской информационно-управляющей системы обеспечения безопасности посадки самолета на подвижный носитель. Рекомендовано также информацию о текущих и прогнозируемых значениях информативных функций опасности индицировать на табло индикатора безопасности в качестве информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях.

В седьмой главе приводятся результаты разработки и применения систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатиче-ских комплексов самолетов и вертолетов, обсуждаются направления перспективных разработок и тенденции развития ИУС ОБФ элементов БЭК.

Рассматриваются особенности конструктивной реализации, алгоритмы функционирования и основные технические характеристики созданных по результатам исследования автономных информационных систем обеспечения безопасности функционирования элементов БЭК типов СПКР-М-2, СОС-2-7, решающих задачи предупреждения критических режимов полета самолетов Су-34, Су-27СМ, Су-ЗОМКК, Су-ЗОМКИ, М-55; систем типов КИСС и БИСК-А (рис. 7, а), которые обеспечивают комплексный контроль и сигнализацию отказов бортового оборудования самолетов Ту-204, Ту-214 и многоцелевого вертолета «АНСАТ»; системы электронной индикации типа СЭИ, обеспечивающей контроль, сигнализацию отказов бортового оборудования и информационную

поддержку экипажа самолета Ил-96-300 совместно с системой аварийной сигнализации САС.

Разработанные в диссертации методы проектирования, алгоритмы и технические решения реализованы в автономных информационно-управляющих системах предотвращения критических режимов типов СОС-ЗМ и СОС-5, предназначенных для обеспечения безопасности пилотирования самолетов МиГ-29 и Ту-160.

Расширение функциональных возможностей, повышение производительности и надежности бортовых вычислительных управляющих комплексов определили обоснованную в диссертации интеграцию автономных ИУС ОБФ элементов БЭК между собой и с другими бортовыми системами. Предпосылками такой интеграции являются близость функций системы контроля и диагностики отказов общесамолетного оборудования и системы контроля и парирования отказов бортового оборудования, взаимодействие ИУСГТКР с каналами ручного и автоматического управления самолетом. Указанный подход и разработанные методы анализа и синтеза реализованы в частично интегрированных информационно-управляющих системах типа СУОСО-130 (рис. 7, б) и типа КСУ-130 (рис. 7, в), используемых на самолете Як-130, а также в комплексной системе электронной индикации и сигнализации КСЭИС самолетов Ил-96-400, Ил-114, Ту-334, Ан-148.

Показано, что новые возможности по совершенствованию систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса открывает их интеграция в единую информационно-управляющую систему в формате интегрированной модульной авионики (ИМА). Раскрывает-

ся идеология построения, особенности реализации аппаратных и программных модулей интегрированной системы в формате ИМА.

Внедрение в производство и эксплуатацию созданных по результатам исследования конкурентно-способных информационных и информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатичсских комплексов самолетов и вертолетов исключило закупку оборудования зарубежных фирм, что позволило авиастроительным заводам и авиакомпаниям России получить значительную экономию, способствовало экспорту военной авиационной техники.

Применение ИУС ОБФ элементов БЭК позволяет обеспечить регламентируемый уровень безопасности полетов авиационной техники в тяжелых условиях реальной эксплуатации, что имеет существенное значение для отечественного авиастроения.

Намечены основные направления дальнейших исследований и перспективы развития информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов самолетов и вертолетов и других воздушных транспортных средств за счет совершенствования средств электронной индикации, использования виртуальной приборной доски и футуристической кабины, сенсорных панелей управления и трекболов, многофункциональных пультов управления и интеллектуальных средств поддержки пилота в подготовке и принятии решений, использования для передачи информации не только виртуального, но и других сенсорных каналов пилота, мультимодального интерфейса и виртуальной кабины, нашлемной индикации и датчиков виртуальной реальности.

Повышения эффективности разработанных подходов, методов решения задачи анализа и синтеза каналов ИУС ОБФ элементов БЭК можно добиться путем детализации методов теории распознавания образов, использования аппарата и приложений векторных функций Ляпунова, экспертных систем и ней-росетевых технологий, что также будет способствовать развитию теории и методов проектирования информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Разработанные основы теории и методы проектирования, создание и применение информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса решают важнейшую для авиации задачу повышения безопасности полетов летательных аппаратов в нештатных ситуациях, связанных с ошибками пилотирования, отказами техники, воздействием опасных внешних воздействий и их опасных сочетаний. Проведенное системное исследование и теоретическое обобщение позволило разработать методологию анализа и синтеза, создать алгоритмические, аппаратные и программные средства построения и проектирования, разработки и исследования, применения и оценки эффективности автономных, частично-

интегрированных и интегрированной информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатиче-ского комплекса «Экипаж - Бортовое оборудование - Воздушное судно» в контуре штурвального и автоматического управления ЛА.

Предложенный подход к формированию частных (по отдельным критическим параметрам полета) и интегральной (по текущему режиму полета в целом) информативных функций опасности учитывает регламентируемые Авиационными Правилами и Нормами летной годности самолетов и вертолетов вероятности возникновения и степень опасности возможных особых ситуаций, позволяет определить текущий уровень безопасности полета, выявить причины, направление и темп его изменения, построить эффективное управление по предотвращению выхода воздушного судна за регламентируемые эксплуатационные границы или принять своевременное решение по изменению режима пилотирования, парированию отказов или реконфигурации бортового оборудования для обеспечения заданного уровня безопасности, решать задачи информационной поддержки экипажа в нештатных ситуациях.

На основе предложенных частных и интегральной информативных функций опасности текущего режима полета, полной производной и градиента изменения последней разработаны методы анализа и синтеза каналов измерения и предупреждения, идентификации и прогнозирования, управления и принятия решений, индикации и сигнализации автономных и частично-интегрированных информационно-управляющих систем контроля и диагностики общесамолетного оборудования, систем контроля и парирования отказов бортового оборудования, систем предупреждения и предотвращения критических режимов, а также интегрированной информационно-управляющей системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса в формате интегрированной модульной авионики.

Разработанные математические и имитационные модели, алгоритмическое и программное обеспечение являются фундаментальной базой для построения, разработки, исследования, реализации и оценки эффективности применения различных вариантов информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортовых эргатических комплексов перспективных самолетов и вертолетов, других воздушных транспортных средств.

Созданные образцы информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса широко применяются на объектах отечественной гражданской и военной авиационной техники, что позволило повысить безопасность полетов в нештатных ситуациях, например, при посадке магистрального самолета в условиях сдвига ветра уровень опасности снижен с величины 10"6 до значения 10'7. При этом их внедрение в производство и эксплуатацию позволило получить годовой экономический эффект более 230 млн. руб. за счет исключения закупки дорогостоящего зарубежного оборудования, в том числе при экспорте авиационной техники. Все это имеет существенное значение для экономики и обороноспособности страны.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Статьи в периодических изданиях, рекомендованных ВАК РФ

1. Макаров H.H. Состояние и перспективы развития автономных измерителей пилотажных параметров / H.H. Макаров // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2001 .-№ 1С. 3 - 5.

2. Козицин В.К. Анализ принципов построения систем воздушных сигналов вертолета / В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов,

B.МСолдаткин // Авиакосмическое приборостроение. - 2003. - №10. -

C. 2- 13.

3. Макаров H.H. Универсальная система управления и диагностики общесамолетного оборудования / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, A.B. Юков, К.Ф. Попович, В.П. Школин // Авиакосмическое приборостроение, - 2006. -№3. - С. 32- 41.

4. Макаров H.H. Сравнительный анализ различных архитектур систем управления общесамолетным оборудованием / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, A.B. Юков // Авиакосмическое приборостроение, - 2006. -№11.-С. 2-6.

5. Макаров H.H. Теоретические основы построения интегрированной системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатическо-го комплекса самолета / H.H. Макаров // Изв. вузов. Авиационная техника. -2007,-№4.-С. 48-52.

6. Макаров H.H. Синтез алгоритма функционирования информационно-управляющей системы контроля и диагностики состояния общесамолетного оборудования / H.H. Макаров // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2008. - №1. -С. 46-50.

7. Макаров H.H. Синтез алгоритмов оценки состояния и диагностирования отказов общесамолетного оборудования / H.H. Макаров // Авиакосмическое приборостроение. - 2008. -№2. - С. 34-41.

8. Макаров H.H. Синтез алгоритмов работы системы контроля, диагностики и управления общесамолетным оборудованием / H.H. Макаров // Полет. - 2008. - №3. - С. 31 - 38.

9. Макаров H.H. Всенаправленная комплексная система воздушных сигналов вертолета на базе неподвижного многоканального аэрометрического приемника / H.H. Макаров, A.A. Порунов, В.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин // Изв. вузов. Авиационная техника. - 2008. - №2. - С. 55 - 61.

10. Макаров H.H. Методика формирования управления и принятия решений в каналах системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров П Изв. вузов. Авиационная техника.-2008,-№3.-С. 50-52.

11. Макаров H.H. Методология построения и исследования информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Меха-троника, автоматизация, управление. - 2009, - №4. - С. 61 - 66.

12. Макаров H.H. Информационно-управляющая система обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса в формате интегрированной модульной авионики / H.H. Макаров // Полет. - 2009. - №4. -С. 20 - 24.

Монография и книги

13. Макаров H.H. Системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса: Теория, проектирование, применение / H.H. Макаров; Под ред. докт. техн. наук В.М. Солдаткина. - М.: Машиностроение - 2009. - 760 с.

14. Клюев Г.И. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов: Учебное пособие с грифом УМО вузов России по образованию в области приборостроения и оптотехники / Г.И. Клюев, H.H. Макаров, В.М. Солдаткин, И.П. Ефимов. - Ульяновск.: Изд-во Ульяновск, гос. техн. ун-та. - 2005. - 509 с.

15. Клюев Г.И. Авиационные приборы и системы: Учебное пособие/ Г.И. Клюев, H.H. Макаров, В.М. Солдаткин. - Ульяновск: Изд-во Ульяновск, гос. техн. ун-та. - 2000. - 343 с.

Публикации в других изданиях

16. Макаров H.H. Автономная авионика воздушных транспортных средств. Проблемы и перспективы XXI века / H.H. Макаров // Сб. «Подготовка кадров гражданской авиации: проблемы и перспективы», - Ульяновск: УВГА, -2000.-С. 217-221.

17. Макаров H.H. Автономные измерители и интегральные системы информационного обеспечения самолетов и вертолетов / H.H. Макаров,

B.И. Кожевников // Сборник докладов научно-практической Российского форума «Авиакосмические технологии и оборудование», - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, - 2003. - С.119 - 125.

18. Козицин В.К. Система воздушных сигналов на основе свободно ориентированного приемника давлений / В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов, В.М. Солдаткин // Материалы XVI научно-технической конференции с участием зарубежных специалистов «Датчики и преобразователи информации систем измерения, контроля и управления». - М.: МГИЭМ, - 2004. -

C. 258-260.

19. Козицин В.К. Эволюция систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений / В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов, В.М. Солдаткин // Научно-технический сборник «Электронное приборостроение». Вып. 5(39). - Казань: ЗАО «Новое знание», -2004.-С. 28-48,

20. Макаров H.H. Система предотвращения критических режимов вертолета / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы Всероссийского семинара «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением». - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, - 2005 - С. 45 - 46.

21. Макаров H.H. Система обеспечения безопасности полета вертолета / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы XIV Международном научно-технического семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации». - Алушта - Самара: Изд-во Самар. гос. аэ-рокосмич. ун-та, - 2005. - С. 215.

22. Макаров H.H. Построение и исследование системы обеспечения безопасности полета вертолета / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Сб. трудов Международной научно-технической конференции «Приборостроение - 2005». - Ялта - Винница: Изд-во Винниц. гос. техн. ун-та, - 2005. - С. 15 - 16.

23. Макаров H.H. Новейшая авионика на новейшем самолете / H.H. Макаров, А.Д. Киселев // Мир авионики. - 2005. - №2. - С. 74 - 77.

24. Armer A.I. The Speech Commands Variability Simulation / A.I. Armer, V.P. Derevjankin, V.l. Kozhevnikov, N.A. Krasheninnikov, N.N. Makarov // International conference on Next Generation Concurrent Enginiring. Texas, Lubboc. -2005. -Pp. 387-390.

25. Макаров H.H. Информационно-управляющая система обеспечения безопасности полета вертолета / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы Международной научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование. Казань - 2006» . - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та. -2006.-С. 155- 157.

26. Макаров H.H. Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов / H.H. Макаров, В.К. Козицин И Материалы Международной научно-практической конференции «Авиакосмические технологии и оборудование. Казань - 2006» . - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та. - 2006. -С. 157- 158.

27. Макаров H.H. Формирование информативных функций безопасности режима полета вертолета / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Труды XV Международного научно-технического семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации». - М.: МИФИ, - 2006. -С. 239.

28. Макаров H.H. Оценка уровня безопасности полета вертолета в нештатных ситуациях / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Тезисы докладов Международной конференции «Авиация и космонавтика - 2006». - М.: Изд-во МАИ,-2006.-С. 147- 148.

29. Armer A.I. Models of Speech Signal Variability in the Speech Comands Distinction / A.I. Armer, V.R. Krasheninnikov, N.A. Krasheninnikova, V.l. Kozhevnikov, N.N. Makarov // International conference on Computational Science and it's Applications. Springer-Verlag Berlin Heiderlberg. - 2006. - Pp. 974 -982.

30. Макаров H.H. Количественная оценка безопасности функционирования бортового зргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы Всероссийской научной конференции «Информационные технологии в науке, образовании и производстве». - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та,-2007.-С. 176- 179.

31. Макаров H.H. Основы построения системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Труды XVI Международного научно-технического семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации». - Алушта - Тула: Изд-во Тул. гос. ун-та, - 2007. - С. 203.

32. Макаров H.H. Методология построения и исследования информационно-управляющих систем обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы Международной научно-практической конференции «Современные технологии - ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения». - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, - 2008. - С. 5 - 11.

33. Макаров H.H. Синтез интегрированной системы обеспечения безопасности функционирования бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Труды XVII Международного научно-технического семинара «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации». - Алушта, сентябрь 2008. СПб: СПб. ГУАП, - 2008. - С. 171.

34. Макаров H.H. Синтез алгоритмов оценки работоспособности и диагностирования отказов бортового эргатического комплекса / H.H. Макаров, В.М. Солдаткин // Материалы Всероссийского семинара «Аналитическая механика, устойчивость и управление движением». - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, - 2008. - С. 81 - 82.

Патенты и авторские свидетельства

35. A.c. 728465 СССР, МКИ G01C 23/00. Комбинированный указатель пилотажных параметров летательного аппарата / З.С. Абутидзе, А.П. Андрианов, В.П. Деревянкин, Г.И. Клюев, JI.C. Кудрявцев, H.H. Макаров, Г.Д. Мязин, В.А. Никитин, С.А. Никольский, В.В. Скрипичников, Ю.А. Тепа-нов, О.П. Чигринец; заявл. 17.11.1978; зарег. 21.12.1979.

36. A.c. 1135299 МКИ G01P 5/00, В64С 13/00. Устройство для формирования сигнала предупреждения о достижении предельной скорости полета вертолета / Л.Б. Бондарев, О.П. Гринкевич, Л.С. Кудрявцев, В.К. Козицип, H.H. Макаров, Г.Д. Мязин, С.А. Никольский, Э.А. Петросян, Б.А. Попов, Ю.А. Тепанов; заявл. 31.01. 1983; зарег. 15.09.1984.

37. A.c. 1138744 СССР. Устройства для измерения скорости газового потока / В.П. Белов, Л.Б. Бондарев, О.П. Гринкевич, В.К. Козицин, Л.С. Кудрявцев, H.H. Макаров, Г.Д. Мязин, С.А. Никольский, Б.А. Попов, Ю.А. Тепанов; заявл. 02.09. 1983; зарег. 08.10.1984.

38. A.c. 1204018 СССР, МКИ G01N 9/00. Способ измерения плотности невозмущенного потока / В.П. Белов, Л.Б. Бондарев, О.П. Гринкевич, В.К. Козицин, Л.С. Кудрявцев, H.H. Макаров, Г.Д. Мязин, С.А. Никольский, Б.А. Попов, Ю.А. Тепанов; заявл. 02.09. 1983; зарег. 08.09.1984.

39. Свидетельство на полезную модель № 6383 РФ, МКП B64D 47/02. Внутрикабинное светотехническое оборудование / А.П. Лаврентьев, Б.М. Ва-лишев, Р.Н. Киямов, З.С. Абутидзе, В.И. Краснов, Л.Н. Андреева, H.H. Мака-

ров, J1.H. Бабушкин, II.В. Добролюбов, И.М. Носеевич, М.Г. Кисилев, С.А. Украинский, Е.Б. Брик, Д.Е. Никоноров, В.Н. Добролюбов; заявл. 26.08.1997; опубл. 16.04.1998.

40. Свидетельство на полезную модель №14039 РФ, МПК B64D 47/02. Внутрикабинное светотехническое оборудование / З.С. Абутидзе, JI.H. Андреева, В.И. Будкевич, В.И. Кожевников, Е.В. Кулаков, H.H. Макаров, В.И. Приз; заявл. 27.12.1999; опубл. 27.06.2000. - Бюл. №18.

41. Патент на изобретение №2207514 РФ, МПК G01C 23/00. Командно-пилотажный индикатор / В.П. Деревянкин, A.A. Кучерявый, H.H. Макаров; заявл. 10.01.2002; опубл. 27.06.2003.-Бюл. №18.

42. Патент на полезную модель №37277 РФ, МПК Н02В 15/02. Пульт управления индикатором состояния бортовых систем самолета / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, А.И. Горбунов, В.В. Черкашин; заявл. 06.10.2003; опубл. 10.04.2004. - Бюл. №10.

43. Патент на изобретение №2235355 РФ, МПК G06F 3/033, В64С 19/02. Устройство управления многофункциональным индикатором У В.П. Деревянкин, A.A. Кучерявый, H.H. Макаров; заявл. 15.12.2002; опубл. 27.08.2004. - Бюл. №24.

44. Патент на изобретение №2263044 РФ, МПК В64С 13/00. Самолет с системой управления общесамолетным оборудованием / О.Ф. Демченко, К.Ф. Попович, В.П. Школин, В.Н. Никитин, В.К. Кодола, С.П. Крюков, H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, A.B. Юков; заявл. 03.08.2004; опубл.

27.10.2005.-Бюл. №30.

45. Патент РФ №2263045 на изобретение, МПК В64С 13/00. Универсальная система управления общесамолетным оборудованием / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, A.B. Юков, С.П. Крюков, О.Ф. Демченко, К.Ф. Попович, В.П. Школин, В.Н. Никитин, В.К. Кодола; заявл. 05.10.2004; опубл. 27.10.2005. - Бюл. №30.

46. Патент на изобретение №2281882 РФ, МПК В64С 13/00. Устройство для ограничения угла атаки самолета / В.П. Деревянкин, В.И. Кожевников, H.H. Макаров, A.B. Семенов; заявл. 27.01.2006; опубл. 20.08.2006. - Бюл. №23.

47. Патент на изобретение №2287459 РФ, МПК G01C 21/00. Авиационный многофункциональный индикатор / А.И. Горбунов, В.П. Деревянкин, В.И. Кожевников, H.H. Макаров, В.Г. Разин, Ю.З. Табаринцев, В.В. Черкашин; заявл. 07.04.2006; опубл. 20.11. 2006. -Бюл. №32.

48. Патент на полезную модель №55145 РФ, МПК G01P 5/00. Система воздушных сигналов вертолета / A.B. Бердников, В.К. Козицин, H.H. Макаров,

A.A. Порунов, В.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин; заявл. 07.12.2006; опубл.

27.07.2006.-Бюл. №21.

49. Патент на полезную модель №55479 РФ, МПК G01P 5/00. Система воздушных сигналов вертолета / В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов,

B.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин; заявл. 07.12.2006; опубл. 10.08. 2006. - Бюл. №22.

50. Патент на полезную модель №58211 РФ, МПК G01C 21/00. Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов / В.И.

Кожевников, B.K. Козицин, H.H. Макаров, О.Н. Новоселов; заявл. 03.04.2006; опубл. 10.11.2006. -Бюл. №31.

51. Патент на полезную модель №58719 РФ, МПК G01P 5/00. Измеритель скорости вертолета / В.П. Белов, В.И. Кожевников, В.К. Козицин, Л.С. Кудрявцев, H.H. Макаров, А.И. Попова; заявл. 05.07.2006; опубл. 27.11.2006. -Бюл. №33.

52. Патент на полезную модель №58720 РФ, МПК G01P 5/00. Датчик пилотажных параметров / Ю.А. Березин, В.И. Кожевников, В.К. Козицин, Л.С.Кудрявцев, H.H. Макаров; заявл. 20.06.2006; опубл. 27.11.2006. - Бюл. №33.

53. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ №2006611349 РФ. Специальное программное обеспечение системы сигнализации комплексной информационной (СПО КИСС-2-10М-2) / А.Ф. Барковский, В.П. Деревянкин, Е.В. Зябрев, В.И.Кожевников, H.H. Макаров, Д.Ю. Маврин, A.B. Михеичев, Н.В. Пылаева; заявл. 09.03.2006; зарег. 20.04.2006.

54. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ №2006611950 РФ. Программный диагностический комплекс ФРЕГАТ / В.П. Деревянкин, H.A. Долбня, В.И. Кожевников, H.H. Макаров, С.В. Черкашин; заявл. 10.05.2006; зарег. 30.06.2006.

55. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ №2006612257 РФ. Графическая библиотека для систем электронной индикации / К.В. Ларин, С.К. Азов, H.H. Макаров, В.И. Хоменко; заявл. 10.05.2006; зарег.

30.06.2006.

56. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ №26612397. Программа построения гладкой линии для графической библиотеки систем электронной индикации / К.В. Ларин, С.К. Азов, H.H. Макаров; заявл. 10.05.2006; зарег. 07.07.2006.

57. Патент на промышленный образец №59631 РФ, МПК 14-2. Пульт управления системы индикации / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, А.И. Горбунов, В.В. Черкашин; заявл. 06.10.2006; опубл. 16.07.2006.

58. Патент на промышленный образец №59632 РФ. Пульт управления системы индикации / H.H. Макаров, В.И. Кожевников, В.П. Деревянкин, А.И. Горбунов, В.В. Черкашин; заявл. 06.10.2006; опубл. 16.07. 2006.

59. Патент на изобретение №2307357 РФ, МПК G01P 5/16. Способ измерения воздушных сигналов вертолета и система для его осуществления / В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов, В.В. Солдаткин, В.М.Солдаткин; за-явл.07.12.2005; опубл. 27.09.2007. - Бюл. №27.

60. Патент на изобретение №2307358 РФ, МПК G01P 5/16. Система воздушных сигналов вертолета / A.B. Бердников, В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.A. Порунов, В.В. Солдаткин, В.М. Солдаткин; заявл. 07.12.2005; опубл.

27.09.2007.-Бюл. 27.

61. Патент на изобретение № 2337315 РФ, МПК G01С 21/00. Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов / В.И. Кожевников, В.К. Козицин, H.H. Макаров, О.Н. Новоселов; заявл. 03.04.2006; опубл. 27.10.2007. - Бюл. №30.

62. Патент на полезную модель №66074 РФ, МПК G0SD 1/04. Устройство сигнализации высоты эшелона летательного аппарата / В.П. Деревянкин, В.И. Кожевников, А .Я. Кувшинов, JI.C. Кудрявцев, H.H. Макаров, С.П. Никифоров, A.B. Семенов; заявл. 18.04.2007; опубл. 27.08.2007. - Бюл. №24.

63. Патент на полезную модель №68701 РФ, МПК G01P 5/00, В64С 15/00. Измеритель скорости вертолета / В.И. Кожевников, В.К. Козицин, H.H. Макаров, A.B. Семенов, JI.C. Кудрявцев; заявл. 03.07.2007; опубл.

27.11.2007. Бюл. №33.

64. Свидетельство об официальной регистрации программы для ЭВМ №2007614540. Специальное программное обеспечение системы ограничительных сигналов (СПО СОС-2-7-1-Н) / В.П. Деревянкин, В.И. Кожевников, В.В. Кочетков, Д.Ю. Маврин, H.H. Макаров, A.B. Михеичев, О.И. Разина; заявл. 10.09.2007; зарег. 29.10.2007.

65. Патент на изобретение №2337315 РФ, МПК G1C 21/00. Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов / В.И. Кожевников, В.К. Козицин, H.H. Макаров, О.Н. Новоселов; заявл. 03.04.2006; опубл.

27.10.2008.-Бюл. №30.

Макаров Николай Николаевич

СИСТЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ

ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ БОРТОВОГО ЭРГАТИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА В КОНТУРЕ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Подписано в печать 17.03.2009. Формат 60x84/16. Бумага писчая. Усл. печ. л. 2,32. Тираж 100 экз. Заказ м

Типография УлГТУ, 432027, г. Ульяновск, ул. Северный Венец, 32.

Оглавление автор диссертации — доктор технических наук Макаров, Николай Николаевич

Введение 2009 год, диссертация по информатике, вычислительной технике и управлению, Макаров, Николай Николаевич

Заключение диссертация на тему "Системы обеспечения безопасности функционирования элементов бортового эргатического комплекса в контуре управления летательного аппарата"

БиблиографияМакаров, Николай Николаевич, диссертация по теме "Элементы и устройства вычислительной техники и систем управления"