автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.05, диссертация на тему:Повышение точности и помехозащищенности элементов бортовых систем обеспечения безопасности полета летательных аппаратов

На правах рукописи

СЕМЕНОВ АЛЕКСЕЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ И ПОМЕХОЗАЩИЩЕННОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ БОРТОВЫХ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Специальность 05 13.05 - Элементы и устройства вычислительной

техники и систем управления

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

ООЗ 1 А

Ульяновск - 2008

003170291

Работа выполнена на кафедре «Измерительно-вычислительные комплексы» Ульяновского государственного технического университета (УлГТУ)

Научный руководитель кандидат технических наук, доцент

Ефимов Иван Петрович

Официальные оппоненты

доктор технических наук, профессор Дмитриев Владимир Николаевич

доктор технических наук, профессор Солдаткин Владимир Михайлович

Ведущее предприятие Ульяновское высшее авиационное училище

гражданской авиации (УВАУ ГА), г Ульяновск

Защита диссертации состоится 18 июня 2008 г в 15 ч 00 мин на заседании диссертационного совета Д212 277 01 при Ульяновском государственном техническом университете по адресу 432027, г Ульяновск, ул Северный Венец, 32 (ауд 211, Главный корпус)

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке УлГТУ.

Автореферат разослан « » мая 2008 г

Ученый секретарь диссертационного совета доктор технических наук, профессор _ Казаков М К

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Непрерывное повышение требований к безопасности полетов, необходимость максимального использования летно-техниче-ских возможностей летательных аппаратов (JIA) требуют выделения в составе бортового оборудования систем обеспечения безопасности полетов (СОБП), которые включены в контур директорного и автоматического управления полетом

Целью СОБП является обеспечение экипажа и систем автоматического управления (САУ) сигналами о приближении к границам максимально-допустимых значений параметров и эксплуатационных режимов полета, что позволяет снизить вероятность выхода JIA на критические режимы полета При этом не должно быть лишней перестраховки при выдаче уведомляющих и предупреждающих сигналов, что в свою очередь выдвигает требования по достоверности и своевременности выдачи сигнализации Эти требования обеспечиваются необходимой точностью входных параметров СОБП и оптимальностью настройки алгоритмов функционирования этих систем

Типовыми представителями класса СОБП являются система предупреждения критических режимов (СПКР), система ограничительных сигналов (СОС), система воздушных сигналов (СВС) с функциями формирования максимально-допустимых значений основных воздушно-скоростных параметров (ВСП), ряд целевых систем обеспечения безопасности на конкретных этапах полета, таких как система контроля разбега (СКР), система предупреждения приближения земли (СППЗ) и другие Кроме того, новейшие комплексные системы, такие как комплексная система электронной индикации и сигнализации (КСЭИС), комплексная система управления (КСУ) всегда несут в себе функции обеспечения безопасности полета

Значительный вклад в разработку СОБП внесли такие организации как «УКБП», ФГУП «НИИ АО», Казанский государственный технический университет, Гос НИИ АН, Гос НИИ ГА, ФГУП «ЛИИ им M M Громова», а так же ученые и инженеры Никифоров С П., Абрамов Б M, Бельфор Г Е, Лещинская О П, Клюев Г И, Деревянкин В П, Солдаткин В M, Чачикян Р Г, Кушельман В Я, Острославский И В , Котик M Г, Ференец В А и многие другие За рубежом лидерами в области разработки СОБП являются фирмы и корпорации Allied Signal (США), Rockwell Collins (США), Honeywell (США), Thaies Avionics (Франция), SFIM Inc (Франция), BAE Systems Avionics (Англия)

На сегодняшний день при проектировании бортовых СОБП остается актуальной задача создания алгоритмических и программных средств обеспечения их функционирования, а также задача разработки методик и математических моделей для оценки эффективности применения СОБП на различных режимах полета и на различных ЛА

Говоря о проблемных аспекты разработки СОБП можно отметить, что на современном этапе развития авиационной техники программно-математическое

обеспечение (ПМО) является наиболее значимым элементом системы, на который возлагаются не только функции формирования тех или иных уведомляющих и предупреждающих сигналов, но и задачи обеспечения достоверности и своевременности их выдачи, задачи контроля достоверности входной информации, обеспечения помехозащищенности и другие Тем самым, разработка новых СОБП, а так же доработка и совершенствование уже находящихся в эксплуатации систем требует разработки новых алгоритмов их функционирования, методик и математических средств для их верификации, как в условиях отсутствия макетных образцов, так и по результатам натурных испытаний, в частности, по результатам летных испытаний

Целью диссертационной работы является повышение безопасности пилотирования и эффективности применения объектов авиационной техника за счет разработки новых алгоритмов функционирования СОБП, а также математического обеспечения для оценки их эффективности и помехозащищенности, как по результатам вычислительных экспериментов, так и по результатам летных испытаний

Задача научного исследования заключается в разработке математических моделей каналов СОБП, методик верификации алгоритмического обеспечения СОБП средствами математического моделирования и анализа летных испытаний, а так же методик и математических моделей для оценки его помехозащищенности.

Решение поставленной задачи исследования проводилось по следующим основным направлениям:

- анализ современных принципов построения алгоритмического и программного обеспечения бортовых систем ЛА,

- разработка алгоритмов вычисления составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета на основе данных комплексного измерителя аэрометрических параметров, представляющего собой флюгерный приемник полного и статического давления, установленный в индуктивном потоке несущего винта и свободно ориентируемый по потоку,

- разработка методики проведения летных испытаний (ЛИ) с целью подготовки массивов полетной информации для проведения регрессионного анализа и определения действительных значений составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета по показаниям спутниковой системы бортовых траекторных измерений (СБТИ),

- разработка методики и математических моделей трактов формирования, передачи и преобразования информации по воздушной скорости и числу М в условиях турбулентности атмосферы для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений воздушной скорости и числа М,

- разработка методики и математических моделей для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналу формирования истинного угла атаки в условиях возмущающих воздействий,

- разработка комплекса математических моделей для анализа результатов

ЛИ и перенастройки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра под конкретные типы самолетов,

Методы исследования. При решении поставленной задачи использовались методы математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного моделирования и экспериментальных исследований, теории вероятности и математической статистики, методы стендовых и натурных испытаний бортовой аппаратуры.

Научная новизна диссертации определяется следующими результатами

1 Разработаны новые алгоритмы вычисления составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета, в основе которых лежит статическая характеристика комплексного измерителя аэрометрических параметров, представляющего собой флюгерный приемник полного и статического давления, установленный в индуктивном потоке несущего винта и свободно ориентируемый по потоку

2 Разработана новая методика проведения ЛИ и формирования действительных значений основных ВСП для верификации алгоритмического обеспечения (АО) средств измерения величины и направления вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета во всем диапазоне эксплуатационных скоростей.

3 Разработаны новые методики и математические модели для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам воздушной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы

4 Разработана новая методика и математическая модель для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналу формирования истинного угла атаки в условиях возмущающих воздействий

5 Разработан комплекс математических моделей, позволяющий проводить настройку алгоритмов формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра под конкретные типы самолетов и анализ результатов ЛИ

Практическая ценность. Работа выполнялась в соответствии с направлениями Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2001-2010 г г и на период до 2015 года» и заданием отраслевой программы «Повышение научно-технического уровня систем и агрегатов ЛА военной авиации» Практическая ценность подтверждается использованием результатов работы (алгоритмов, математических моделей, методики проведения ЛИ) при проектировании систем СВС-В28, СВВД-28, СВС-В1-25, СПКР-85, СПКР-85-1 СПКР-85-2, СПКР-85-3, КСЭИС-100, входящих в комплекс бортового оборудования самолетов Су-25, Ту-204, Ту-214, Ту-204-300, Ту-334, Ил-96-300, Ил-96-400Т и вертолета Ми-28.

Достоверность полученных результатов базируется на тщательном имитационном моделировании, на построении адекватных математических моде-

лей, натурных испытаниях опытных образцов систем, а также на опыте внедрения и использования полученных научно-технических результатов

Реализация результатов работы. Полученные в работе научные и практические результаты внедрены на ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» в практике опытно-конструкторских работ по разработке и внедрению при непосредственном участии диссертанта бортовых систем СВВД-28, СВС-В1-25, СВС-В28, СПКР-85, СПКР-85-1 СПКР-85-2, СПКР-85-3, КСЭИС-100. Ряд полученных результатов внедрен в учебный процесс подготовки инженеров по специальности «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы»

Апробация работы. Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались на ежегодных научно-технических конференциях УлГТУ «Вузовская наука в современных условиях» (Ульяновск, 2003 - 2007 г г), международных конференциях «Континуальные алгебраические логики, исчисления и нейроинформатика в науке, технике и экономике» (Ульяновск, 2003 - 2007 г г.), на Международной заочной научно-технической конференции «Актуальные вопросы промышленности и прикладных наук» (Ульяновск, 2004 г ), а также на НТС в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения» (2000-2007 гг)

Публикации. По теме диссертации опубликовано 17 работ, в том числе 7 статей, 2 из них в журналах списка ВАК, 6 материалов и тезисов докладов, 1 методическое руководство к лабораторной работе, получено 3 патента на изобретение, оформлено более 20 научно-технических отчетов в ОАО «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения»

На защиту выносятся:

1 Статическая характеристика комплексного измерителя аэрометрических параметров

2 Методика оценки помехозащищенности алгоритмов формирования сигнализации СОБП по каналам воздушной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы

3 Методика оценки помехозащищенности алгоритмов формирования сигнализации СОБП по каналу угла атаки в условиях возмущающих воздействий

4 Комплекс математических моделей, позволяющий проводить анализ результатов ЛИ и разработку алгоритмов формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра под конкретные типы самолетов

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав с выводами, заключения и 12 приложений. Основная часть работы изложена на 194 листах машинописного текста Работа содержит 48 рисунков и 22 таблицы Библиография включает 97 наименований

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ Во введении обоснована актуальность темы исследований, сформулирована цель работы и задачи научного исследования, определены направления ее решения, приведены основные положения, выносимые на защиту

В первой главе рассмотрена проблема повышения безопасности полетов объектов авиационной техники, определены критерии безопасности, и уровень значимости опасных факторов в современной авиационной практике, снижающих безопасность полетов Рассмотрены направления повышения безопасности полетов объектов авиационной техники

Обоснована необходимость создания новых подходов к разработке программно-математического обеспечения, которая обусловлена имеющимися тенденциями в развитии бортовых систем ЛА, такими как перераспределение функций между программным и аппаратным обеспечением, повышение степени ответственности и усложнение математического (алгоритмического) обеспечения, необходимость переноса алгоритмической составляющей на различные аппаратные платформы

Рассмотрены современные принципы построения алгоритмического и программного обеспечения бортовых систем ЛА, которые включают в себя

- наличие модульной архитектуры программного обеспечения, реализующего логику работы системы исходя из отдельных целевых задач При этом обеспечивается переносимость ПМО на различные платформы,

- наличие инженерного редактора для разработки алгоритмов работы системы специалистом без привлечения разработчика программного обеспечения,

- наличие программных средств управления объемом информации и способом ее воспроизведения на средствах отображения информации в условиях стенда,

- обеспечение возможности разработки, отладки и верификации логики работы бортовой системы средствами персонального компьютера без привлечения штатной аппаратуры (макетных, опытных или стендовых образцов) При этом технология разработки обеспечивает наличие гарантии идентичности работы таких алгоритмов на различных платформах, как стендовых, так и штатных,

Рассмотренные принципы создания алгоритмического и программного обеспечения широко используются и апробированы на практике в ходе разработки современных бортовых систем (СВС-В28, СВВД-28, СВС-В1-25, СПКР-85, КСЭИС-100 и др) в ОАО «УКБП»

Показано, что необходимость выделения в составе бортового оборудования ЛА систем обеспечения безопасности полетов обуславливает постановку задачи научного исследования по разработке их алгоритмического обеспечения и методик его верификации, методик и математических моделей, обеспечи-

вающих анализ их функционирования в условиях, как стендовых, так и натурных испытаний

Рассмотрены основные этапы и тенденции развития средств предупреждения критических режимов полета

Рассмотрено информационное обеспечение СОБП и их связь с информационно-измерительными системами и комплексами различного назначения

Раскрыты проблемные аспекты разработки СОБП, а именно необходимость разработки комплексов математических моделей, в основе построения которых лежат принципы имитационного моделирования, и которые реализуют как сами алгоритмы функционирования бортовых систем, так и модули имитации входных параметров и мониторинга состояния систем Кроме того, для оптимизации и предварительной отладки алгоритмов такой комплекс может включать в свой состав модули имитации возмущающих воздействий и реакции ЛА на эти воздействия Тем самым обеспечивается оптимизация и подстройка алгоритмического обеспечения под конкретные типы ЛА. При таком подходе возникает возможность реализации комплекса математических моделей на базе персонального компьютера без использования специализированной аппаратной части для целей верификации логики работы разрабатываемых систем на уровне ПМО

Особого внимания заслуживает задача разработки СОБП вертолетов Здесь на первый план выдвигается проблема обеспечения систем предупреждения критических режимов точной и достоверной информацией о векторе истинной воздушной скорости вертолета с расширенной нижней границей рабочих скоростей полета, удовлетворяющих возрастающим требованиям по точности и надежности работы в реальных условиях эксплуатации

Вторая глава посвящена разработке алгоритмов вычисления составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета на основе данных комплексного измерителя аэрометрических параметров, представляющего собой флюгерный приемник полного и статического давления, установленный в индуктивном потоке несущего винта и свободно ориентируемый по потоку

Рассмотрена проблема измерения малых воздушных скоростей (до 70 км/ч) полета вертолета и пути ее решения для устройств и систем, в которых средства восприятия давлений размещены в некотором опорном потоке Показано, что устройства и системы, в которых в качестве опорного потока используется индуктивный поток от несущего винта вертолета, обладают рядом преимуществ При этом, выделены проблемные недостатки, с которыми приходится сталкиваться при разработке бортовых измерителей данного класса

Проведено математическое моделирование внешнего обтекания датчика вектора скорости ДВС-ВЗ разработки ОАО «УКБП» (рис 1) средствами конечно-элементных методов в системе моделирования движения жидкости и газа FlowVlSlon \2 1 Показано, что основную долю погрешности, вносимую в

процесс измерения воздушной скорости, составляет погрешность восприятия статического давления датчиком ДВС-ВЗ. Предложены пути компенсации ошибок восприятия статического давления, как конструктивными, так и программными методами.

Фактическая приборная скорость УфЗ, км/ч йУпр! (кривая 1 - приемник полного давления) ДУпр2 {кривая 2 - приемник статического давления) 'ЛУпрЭ (кривая 3 - суммарная погрешность обоих приемников)

а) б) Рис. 1. а) Датчик вектора скорости ДВС-ВЗ: 1 - приемник полного давления;

2 - отверстия приема статического давления; 3 - флюгер; 4 - двухстепенной шарнир;

б) Распределение погрешностей, вносимых в процесс измерения приборной скорости

Разработана методика проведения летных испытаний вертолета с установленным на борту датчиком вектора скорости ДВС-ВЗ с целью формирования действительных значений высотно-скоростных параметров и получения массивов полетной информации для дальнейшего проведения регрессионного анализа и разработки алгоритмов вычисления составляющих вектора воздушной скорости и высоты полета вертолета (рис. 2). Рассмотрена методика определения действительных значений основных высотно-скоростных параметров (ВСП) с использованием информации СБТИ и бортовых систем. Выдвинуты требования к системе бортовых измерений, а именно к её составу, к перечню подлежащих регистрации параметров, к точности и частоте регистрации параметров, к виду представления массивов полетной информации. Разработана программа летных испытаний и выдвинуты требования по режимам полета, которые должны быть выполнены в процессе летного эксперимента. Выдвинуты требования к методике обработки, анализа и оценки результатов испытаний (рис. 2).

Предложена методика обработки, анализа и подготовки массивов исходных данных для получения действительных значений измеряемых высотно-скоростных параметров и проведения регрессионного анализа (рис.2). Разработаны алгоритмы вычисления составляющих вектора скорости и высоты полета на основе информации от датчика вектора скорости ДВС-ВЗ, в основе которых лежит математическая модель индуктивного потока, определяемая методами регрессионного анализа по результатам летных испытаний.

Рис 2 Структурная схема разработки алгоритмов вычисления составляющих вектора воздушной скорости и высоты полета вертолета на основе данных результатов ЛИ

Получены коэффициенты аппроксимирующего полинома для вычисления составляющих вектора индуктивной скорости и поправки по барометрической высоте с)Н, которые вычислялись путем многомерной полиномиальной регрессии 2-го порядка в зависимости от тригонометрических функций углов ориентации датчика ДВС-ВЗ относительно связанных осей вертолета в месте установки датчика, модуля вектора суммарной воздушной скорости и воспринятого статического давления

V, = Х^сов^созфз-ф^-ПгУ)-У)Х, Уу = У181Пф,со5ф2-(ПгХ-Ох2)-

(1)

где

(2)

к-1

(4)

Кх = f(sin(p,, cosq>|, этфз, cos(p2, V£, P^), KY = f (sirup,, coscp,, sirup2, coscpJ, Vj-, PCTv); ■ Kz = f (sincp,, совф,, sm<p2, собф2 , Vj, P^ ),

(5)

Kx = kxlCc^,Sin<f>2 + k,2SlnViSinq>2 + k^Cosq^Sincp^ + kx4Sin(p22 + kx5SirK|>2 +

+ kx6Cos9,Cosq>2 + kx7Sin<P|Cos(p2 + кх,Со5ф22 + kx9Cos<()2 + kXI0Cosq>,Sin<Pi +

2 2 (°) + kxl,Sirup, +kI1jSm(p1 + kxl3 + kI,4Cosq), + k.>„Cosq>1 + k.uSitKpjVj+

+ kxl7CosV2Vj + kxl8Sinv,Vj + k^jCoscp^j; + k^ + kx2,VL2 + kx22PCTlSin(|>2 +

+ kxz^PcTiCostPz + kx24PCTrSin<pi +

^хиРсте^0^! + kx26P„r + kx27P:lI + kx28V£P<rt£

Вид аппроксимирующих полиномов для вычисления коэффициентов KY и Kz аналогичен выражению (6), Vx, Vy, Vz - составляющие вектора воздушной скорости вертолета в связанной системе координат (ССК); Vj - модуль вектора суммарной скорости потока воспринимаемого приемниками датчика ДВС-ВЗ, фь ф2 - углы ориентации флюгера ДВС-ВЗ в ССК, С2Х, - угловые скоро-

сти вертолета в ССК, X, Y, Z - линейные расстояния от центра масс объекта до шарнира датчика ДВС-ВЗ, Тц, Р„ь PCTi - соответственно температура торможения потока, полное и статическое давления воспринимаемые приемниками датчика ДВС-ВЗ, к - показатель адиабаты воздуха, R - универсальная газовая постоянная, VlX, V,y, V,z - составляющие вектора индуктивной скорости в ССК, G - полетный вес вертолета, пу - нормальная перегрузка в земной системе координат (ЗСК), F, % - соответственно площадь диска, ометаемого несущим винтом, и коэффициент его заполнения (0 90-0 95), pi - плотность суммарного воздушного потока, Кх, KY, Kz - безразмерные коэффициенты, определяющие действительные значения составляющих индуктивной скорости и являющиеся функцией выходных параметров датчика

Проведен статистический анализ точности вычисления основных вы-сотно-скоростных параметров полета вертолета по разработанным алгоритмам Выявлено, что по всей совокупности режимов полета, входящих в область регрессионного анализа, математические ожидания и среднеквадратические значения погрешности вычисления составляющих вектора воздушной скорости в

ССК составили- по продольной составляющей т0 дух = -0 4 км/ч, стДух = 5 82 км/ч, по вертикальной составляющей ш0 дуу = 1 27 км/ч, стДуу = 7 65 км/ч, по поперечной составляющей т0 ду?. = 0 73 км/ч, Стдуг =5.89 км/ч, погрешности вычисления абсолютной высоты то набс = 2 08 м, Стнабс = 6 47 м, что свидетельствует об адекватности разработанных алгоритмов Данная точность более чем в 1 5 раза выше, чем у зарубежной системы ЬА881А, в основе которой лежит аналогичный принцип измерения вектора воздушной скорости Кроме того, получена статистика распределения погрешностей по отдельным режимам (висение, боковые перемещения, продольные перемещения, горизонтальные площадки, полеты со скольжением и набором высоты, вертикальные наборы высоты и снижения, разгоны-торможения, пикирование), которая показывает, что систематическая составляющая погрешности (математическое ожидание) укладывается в допуски, регламентированные технических заданием на систему СВС-В28Н Для подавления шумовой составляющей в сигналах полного и статического давления, определяющих дисперсию ошибки определения основных ВСП, предложен цифровой фильтр второго порядка с постоянной времени Т = 0 5 с, значение которой подобрано исходя из характеристик спектральной плотности шума

Проведена корректировка разработанных алгоритмов с целью повышения точности вычисления составляющих вектора воздушной скорости полета на динамических режимах (вертикальный набор высоты и снижение, разгон-торможение, пикирование, кабрирование и др ) Введены дополнительные поправочные коэффициенты для корректировки составляющих вектора индуктивной скорости, которые вычислялись путем многомерной полиномиальной регрессии 1-го порядка в зависимости от углов крена и и тангажа у, а также вертикальной бароинерциальной скорости Ууви

К1х=кх29 О + ^х30 У + кх31 Ууаи+кх32, К1у=ку29 о + ку30 у + ку31 Уу6и+ку32, К1г=кй9 и + кг30 у + к^, У^+к^ Окончательные соотношения для определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета имеют вид

(7)

Созф, Сочф2-Кх ° П>:--(пу 2-Пг у)-К1х. (8)

Р1 Р* Р

V =У£ Бтф, Со8ф2-Ку

° -{П, Х-О, 2)-К1у. (9)

р1 РЕ Р

У,=УЕ 81Рф2-К2

\

0 Пу -(пх У-Пу х)-К12, (10)

2х Р

где коэффициенты К являются функцией выходных параметров датчика (6), а коэффициенты К1 функцией углов тангажа, крена и вертикальной бароинерциальной скорости (7)

Третья глава посвящена разработке математических моделей для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам воздушной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы, а так же по каналу угла атаки Данные математические модели позволяют проводить сертификацию разрабатываемых систем на уровне ПМО, параллельно с этапом разработки макетных и опытных образцов

Математическая модель для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам воздушной скорости и числа М представляют собой измерительно-вычислительные тракты формирования, передачи и преобразования информации по каналам приборной скорости Упр и числа М, начиная с «зарождения» первичной аэродинамической информации в атмосфере и заканчивая выдачей текущих и «упредительных» сигналов Упр и М системой предупреждения критических режимов (рис 3)

формирование входных сигналов для каналов Утф и М систены СПКР

форжфмаша

шрыгшак ириктртяской мнформахщи

Пяшмптршт Рн

Кцмд VЩ ^

ЛУп Ауту АУтг

[ГБПЫ

Формирования Турву.1вИГШ>П: ашс^цсикА АУя ( Бырмшвдай

¿Уту (

&Угг г

Рис 3 Структурная схема математической модели для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам приборной скорости и числа М

Модель включает в себя следующие структурные составляющие1

- математическое описание первичной аэрометрической информации,

- математическое описание турбулентных возмущений, как для «чистого», так и для «грозового» неба,

- математическая модель вырезающего фильтра рабочих частот,

- математическая модель формирования полного давления, искаженного турбулентными возмущениями,

- математическая модель пневмотрактов,

- математическая модель формирования Упр и М системой воздушных сигналов, включающая динамические характеристики этой системы,

- алгоритмическое описание формирования текущих (Упр, М) и «упредитель-ных» (У„р+ ДУпр упр, М + АМуПр) сигналов в системах типа СПКР, содержащее оптимизируемые цифровые фильтры и дифференциаторы

На основе разработанной математической модели в среде имитационного моделирования Бипикпк математического пакета Ма&аЬ, были разработаны прикладные модели для оценки помехозащищенности канала приборной скорости в условиях непрерывной турбулентности «чистого» и «грозового» неба, а также в условиях дискретной турбулентности

Проведена апробация методики оценки помехозащищенности по каналу приборной скорости на примере разрабатываемой системы воздушных сигналов СВС-В28 с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения приборной скорости

По результатам математического моделирования выявлено, что в условиях турбулентности «чистого» неба уровень ошибок по текущему и упреди-тельному значениям ниже заданных допустимых погрешностей, в условиях «грозового» на отдельных режимах наблюдается превышение по упредитель-ному значению (максимальное превышение составило 8 456 км/ч при Упр = 237,885 км/ч; М=0,2, Н= 500 м) Анализ результатов моделирования показывает, что в 67% рассмотренных режимов погрешность по упредитель-ному значению находится в допуске регламентированном техническим заданием на систему, в 21% рассмотренных режимов превышение допуска не более 3,2 км/ч и лишь в 12% режимов превышение допуска находится в пределах 3 2-8 456 км/ч Указанные величины превышения не являются критическими с точки зрения безопасности пилотирования, кроме того, полеты в данных условиях являются маловероятным событием и запрещены руководством по летной эксплуатации Тем самым система СВС-В28 была признана помехоустойчивой в условиях турбулентности атмосферы.

Рассмотрены методы измерения аэродинамических углов ЛА и математическая модель флюгерного датчика аэродинамических углов

Разработана математическая модель измерительно-вычислительного тракта формирования, передачи и преобразования информации по каналу угла атаки, включающей в себя математическую модель флюгерного датчика аэродинамических углов и математическую модель формирования текущих и упре-дительных сигналов по углу атаки при отработке предупредительной сигнализации Данная математическая модель предназначена для оценки помехозащищенности по каналу угла атаки и позволяет проводить сертификация разрабатываемых систем ОБП на уровне ПМО, параллельно с этапом разработки макетных и опытных образцов систем.

На основе разработанной математической модели в среде имитационного моделирования вишЦшк математического пакета Ма&аЬ, была разработана

прикладная модель для оценки помехозащищенности канала формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки для системы СВС-В1-25, получающей информацию по углу атаки от датчика аэродинамических углов ДАУ-19-1

Проведено математическое моделирование, по результатам которого выявлено, что условие помехозащищенности канала формирования текущего значения угла атаки а выполняется во всем диапазоне скоростей выдачи предупреждающей сигнализации (V = 180 - 1000 км/ч), условие помехозащищенности канала формирования «упревдающего» значения а + Да упр выполняется для скоростей V > 270 км/ч

Для обеспечения помехозащищенности канала формирования предупреждающего сигнала, выдаваемого системой СВС-В1-25 и формируемого по «упреждающему» значению угла атаки а + Ааупр, во всем диапазоне скоростей рекомендовано постоянную времени аналогового фильтра Т0 = 0 01с увеличить до значения Т0 =0 08с, при этом, с целью компенсации запаздывания, коэффициент динамического упреждения рекомендовано увеличить до значения Ка = 0 62 с

Четвертая глава посвящена разработке комплекса математических моделей для анализа результатов летных испытаний и перенастройки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра под конкретные типы Данный комплекс предназначен для повышения эффективности разработки алгоритмов формирования сигнализации о сдвиге ветра

Определены задачи и цели математического моделирования работы алгоритмов обнаружения сдвигов ветра, которое является эффективным способом отработки и испытаний системы, реализующей эти алгоритмы

Предложена математическая модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия, которая предполагает, что вертикальная составляющая вектора скорости ветра практически не изменяет модуль воздушной скорости и модуль путевой скорости объекта, а горизонтальная составляющая вектора скорости ветра не приводит к изменению угла атаки, а вызывает лишь фугоидное движение объекта, что позволило использовать метод суперпозиции при определении кинематических параметров объекта в процессе ветрового возмущения со стороны атмосферы

Предложено математическое описание горизонтальной и вертикальной турбулентных составляющих ветрового возмущения в соответствии с непрерывной моделью случайной турбулентности по Карману

Разработан комплекс математических моделей для отработки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра и анализа результатов летных испытаний бортовых систем типа СПКР, включающих данные алгоритмы (рис 4) Комплекс математических моделей построен на модульной архитектуре и имеет в своем составе

- модуль ветровых возмущений, содержащий основные расчетные профили сдвига ветра и модель турбулентных составляющих скорости ветра,

- математическую модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия, отражающую реакцию ЛА на горизонтальное и вертикальное ветровое возмущение;

- модуль ввода параметров полета самолета и признаков их достоверности,

- модуль ввода полетных данных и признаков их достоверности, полученных по результатам летных испытаний;

- модуль формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра, включающий алгоритмы формирования текущей величины суммарного значения сдвига ветра, алгоритмы формирования допустимого и критического значений сдвига ветра и сигнализации о их достижении,

- модуль мониторинга внутренних параметров и сигналов комплекса, а также входной и выходной информации

| Модуль мониторинга параметров и сигналов комплекса 1

Рис 4 Структура комплекса математических моделей для отработки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра

Комплекс математических моделей реализован в системе МаЙтЬаЬ средствами среды имитационного моделирования динамических систем БтиЬпк и обеспечивает (рис 5):

- решение задач доводки и перенастройки алгоритмов под конкретные типы самолетов, а именно задач выбора постоянных времени и коэффициентов упреждения в фильтрах и дифференциаторах, включение тех или иных нелинейных элементов в цепи формирования сигнализации о сдвиге ветра,

- проведение моделирования как в режиме использования реальных полетных данных (результатов ЛИ), так и в режиме ввода конфигурации, режима и параметров движения ЛА оператором комплекса, в последнем случае имеется возможность подключения в цепь формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра модуля ветровых возмущений и модели возмущенного движения ЛА,

- решение задач по разработке контрольных примеров с целью верификации СПО, как программных модулей, так и в составе аппаратуры,

- анализ результатов летных испытаний, в ходе которого выявляется адекватность работы алгоритмов программного модуля «Контроль сдвига ветра» систем типа СПКР в различных полетных ситуациях, а так же при отсутствии достоверности входной информации

- контроль формирования допустимых и критических значений сдвига ветра в различных полетных ситуациях, а так же при отсутствии достоверной входной информации, в частности контроль формирования параметра максимальной тяговооруженности и функции максимального значения аэродинамического качества,

- мониторинг входной и выходной информации, а также параметров и сигналов комплекса,

Рис 5 Комплексный подход к разработке алгоритмов формирования сигнализации о сдвиге ветра

Проведена оценка параметров настройки фильтров в алгоритмах обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей Необходимым условием настройки параметров фильтра в канале формирования продольной составляющей сдвига ветра является совмещение полосы пропускания фильтра с диапазоном частот ветровых возмущений, приводящих к опасным изменениям параметров полета самолета. Для проведения математического моделирования в разработанную математическую модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия были введены геометрические, массово-инерционные и аэродинамические параметры самолета Ту-134 Проведено моделирование захода на посадку самолета Ту-134

и получены амплитудно-частотные характеристики для отклонения вертикальной скорости и отклонения угла наклона траектории при воздействии продольной составляющей скорости ветра, определен диапазон частот ветровых возмущений (0.015 + 0.05 Гц), наиболее опасных для самолёта данного типа. Выбраны параметры настройки полосового фильтра в канале формирования продольной составляющей сдвига ветра (ту =16с; ТУг = 2с), удовлетворяющие требованию совмещения полосы пропускания фильтра с диапазоном частот ветровых возмущений (0.015 + 0.05 Гц) и требованию наименьшего времени запаздывания выдачи сигнализации.

Проведен анализ результатов летных испытаний системы КСЭИС-100 с функцией обнаружения опасного сдвига ветра установленной на самолете Ту-334 на базе разработанного комплекса математических моделей. В ходе анализа решены задачи выявления ложных срабатываний сигнализации и причин их вызывающих. Как показали результаты математического моделирования, программный модуль «Контроль сдвига ветра» системы КСЭИС-100 и модель адекватно реагировали на изменение входных параметров при формировании сигнализации о сдвиге ветра (рис. 6).

С хлол*.......:::

I

1 1 1 1 1 II

6880 6890 6900 6910 6920 6930 г.с

3

ы,'сг 1 0 -1

ы

100

50

6880 6890 6900 6910 6920 6930 1,с

300

кмч

200

100

6880 6890 6900 6910 6920 6930 1,с

5 --------------------------------

м/с2

"5 6880 6890" 6900 ЗЗиГ 6920 6930 V

Рис. 6. Типовой кадр из «Модуля мониторинга параметров и сигналов комплекса» при проведении анализа результатов ЛИ

Выявлено два вида ложной выдачи сигнализации: 1) сигнализация в начальный момент запуска модуля «Контроль сдвига ветра», имеющая место в переходном режиме и обусловленная несвоевременным включением модуля в

Упъ"/ Уис-г/ ; УштУ'

1 ___________1_______________

6890 6900 6910 6920 6930 и

работу и выставкой нулевых начальных условий при реализации дифференцирующего фильтра по параметру истинной воздушной скорости разностными уравнениями в программном модуле, 2) сигнализация на режимах посадки и ухода на второй круг, когда пороги срабатывания сигнализации имеют наименьшее значение В ходе проведения доработок системы КСЭИС-100 были реализованы требования по выставке ненулевых начальных условий при реализации дифференцирующего фильтра и требования о включении в работу модуля на всех наземных этапах вне зависимости от наличия конкретного этапа, тем самым выдача ложной сигнализации первого вида была исключена Для исключения второго вида выдачи ложной сигнализации рекомендовано по результатам моделирования увеличить постоянную времени в дифференцирующем фильтре по параметру истинной воздушной скорости до значения 1 2 с

В заключении представлены основные результаты работы

В соответствии с целями и задачами представленной диссертационной работы были проведены исследования и получены следующие результаты

1 Проведен анализ современных принципов построения алгоритмического и программного обеспечения бортовых систем ЛА, анализ состояния и тенденций развития СОБП, а также их классификация, отражающая опыт разработки и направления их совершенствования

2 Разработаны алгоритмы вычисления составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета, на основе данных комплексного измерителя аэрометрических параметров, позволившие повысить точность измерения основных высотно-скоростных параметров не менее чем в 1 5 раза

3 Разработана методика проведения ЛИ с целью подготовки массивов полетной информации для проведения регрессионного анализа и определения действительных значений составляющих вектора истинной воздушной скорости и высоты полета вертолета по показаниям СБТИ. Использование данной методики позволило сократить сроки проведения комплекса работ по разработке алгоритмов вычисления составляющих вектора воздушной скорости и высоты полета вертолета.

4 Разработана методика и математическая модель трактов формирования, передачи и преобразования информации по воздушной скорости и числу М в условиях турбулентности атмосферы для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналам формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений воздушной скорости и числа М Результаты апробации данной методики на примере системы СВС-В28 позволили оценить уровень помехозащищенности данной системы по каналу приборной скорости на различных режимах полета и дать заключение о целесообразности изменения параметров канала формирования сигнализации

5 Разработана методика и математическая модель для оценки помехозащищенности алгоритмов СОБП по каналу формирования истинного угла атаки в условиях возмущающих воздействий Результаты апробации данной методики на примере системы СВС-В1-25 позволили оценить уровень помехоза-

щищенности данной системы по каналу угла атаки на различных режимах полета и дать заключение о необходимости изменения параметров фильтра и коэффициента динамического упреждения в канале формирования сигнализации

6 Разработан комплекс математических моделей для анализа результатов ЛИ и перенастройки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра под конкретные типы самолетов Данный комплекс позволил повысить эффективность и сократить сроки разработки алгоритмов для новых типов ЛА, в частности для самолета Ту-334 не менее чем в 2 раза

Основное содержание диссертации опубликовано в следующих работах:

В изданиях, входящих в список ВАК

1. Семенов, А В Компьютерное моделирование флюгерного датчика скорости вертолета / А В Семенов, И П Ефимов // Датчики и системы - 2007 -№11.-с 14-16.

2 Семенов, А В. Математическая модель формирования составляющих вектора воздушной скорости вертолета / А В Семенов // Датчики и системы -2007 -№12 - с 43-46

В других изданиях

3 Пат 2281882 Российская Федерация, МПК В64С 13/00 Устройство для ограничения угла атаки самолета / Деревянкин В П, Кожевников В И, Макаров Н Н , Семенов А В , заявитель и патентообладатель ОАО «УКБП» -№2005101994/11,заяв 2701 2005; опубл 20 08 2006Бюл №23 - Юс. ил

4. Пат 66074 Российская Федерация, МПК G05D 1/04 Устройство сигнализации высоты эшелона летательного аппарата / Деревянкин В П, Кожевников В И, Кувшинов А.Я., Кудрявцев Л С , Макаров Н Н, Никифоров С П, Семенов А В., заявитель и патентообладатель ОАО «УКБП» №2007114732/22; заяв 18 04 2007, опубл 27.08.2007 Бюл №24 - Зс ил

5 Пат 68701 Российская Федерация, МПК G01P 5/04, В64С 15/00 Измеритель скорости вертолета / Кожевников В И, Козицин В К , Кудрявцев Л С, Макаров Н Н., Семенов А В; заявитель и патентообладатель ОАО «УКБП» -№2007125234/22, заяв 03 07 2007, опубл. 27 11 2007 Бюл №33 - 2 с ил

6 Семенов, А В Алгоритм компенсации аэродинамической погрешности приемников статического давления и погрешности запаздывания в пнев-мотракте статического давления системы воздушных сигналов летательного аппарата / А В Семенов, И.П Ефимов - Депонир в ВИНИТИ 28 02 2005 №280-В2005

7. Семенов, А.В Алгоритмическое обеспечение систем предупреждения критических режимов самолетов / А В. Семенов, ИП Ефимов // Вузовская наука в современных условиях- сборник докладов 41-ой научно-технической конференции УлГТУ/Ульяновск УГТУ,2007 - С 107.

8. Семенов, А.В. Использование комплексных фильтров для формирования сигнала бароинерциальной вертикальной скорости летательного аппарата / А В Семенов // Актуальные вопросы промышленности и прикладных наук

сборник статей Международной заочной научно-технической конференции / Ульяновск- УлГТУ/2004 - С. 207-210

9 Семенов, А В Исследование и разработка алгоритмов формирования предупреждающей сигнализации о выходе на критические значения углов атаки. Методические указания к лабораторной работе / А В. Семенов, И П Ефимов - (1Л1Ь ЬМр //оГар.иЬш гиЛукЛркг бос)

10 Семенов, А В. К вопросу оценки помехозащищенности каналов приборной скорости и числа М в системах предупреждения критических режимов летательного аппарата в условиях турбулентности атмосферы / А В Семенов, И.П Ефимов - Депонир в ВИНИТИ 28 02 2005 №279-В2005

11 Семенов, А В. К вопросу повышения безопасности пилотирования самолета на критических режимах по скорости и числу М / А В Семенов, В П Деревянкин // Научно-технический калейдоскоп научно-производственный журнал -2004 -№2 - С 62-66

12 Семенов, А В Методика проверки алгоритмов формирования предупреждающей сигнализации сдвига ветра в системах предупреждения критических режимов / А В Семенов, И П Ефимов // Континуальные алгебраические логики, исчисления и нейроинформатика в науке и технике труды международной конференции Т 2/Ульяновск УлГТУ,2005 -С 130

13 Семенов, А В Обеспечение помехозащищенности систем предупреждения критических режимов летательного аппарата в условиях турбулентности атмосферы / А В Семенов, ИП Ефимов // Континуальные алгебраические логики, исчисления и нейроинформатика в науке и технике труды международной конференции Т 3/Ульяновск УлГТУ, 2004 - С 126-128

14 Семенов, А В Система предупреждения критических режимов ЛА / А В Семенов, И П Ефимов // Вузовская наука в современных условиях сборник докладов ХЬ научно-технической конференции / Ульяновск УГТУ, 2006 -С 70

15 Семенов, А В Разработка алгоритмов вычисления составляющих вектора истинной воздушной скорости вертолета на основе показаний датчика вектора скорости ДВС-ВЗ / А В Семенов, И П Ефимов // Континуальные алгебраические логики, исчисления и нейроинформатика в науке и технике труды международной конференции Т 5/Ульяновск УлГТУ, 2006 - С 124-125

16 Семенов, А В Состояние и перспективы развития систем предупреждения критических режимов / А В Семенов, ИП Ефимов // Континуальные алгебраические логики, исчисления и нейроинформатика в науке, технике и экономике труды международной конференции Т 3 / Ульяновск УлГТУ, 2003 - С 136-138

17. Семенов, А В Состояние и перспективы развития систем предупреждения критических режимов / А.В. Семенов, И П. Ефимов // Вузовская наука в современных условиях сборник статей XXXVII научно-технической конференции / Ульяновск УлГТУ, 2003 - С 84

СЕМЕНОВ АЛЕКСЕЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

ПОВЫШЕНИЕ ТОЧНОСТИ И ПОМЕХОЗАЩИЩЕННОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ БОРТОВЫХ СИСТЕМ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Автореферат

Подписано в печать 14 05 2008 Формат 60x84/16 Уел печ л 1,40 Тираж 100 экз Заказ № £40

Типография УлГТУ 432027, Ульяновск, ул Северный Венец, 32

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ВОПРОСА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧ ИССЛЕДОВАНИЯ.

1.1. Проблема повышения безопасности полетов объектов авиационной техники.

1.2. Современные принципы построения алгоритмического и программного обеспечения бортовых систем летательных аппаратов

1.2.1. Особенности и средства разработки алгоритмического обеспечения бортовых систем.

1.2.2. Особенности стендовой отладки алгоритмов.

1.3. Системы обеспечения безопасности полета летательных аппаратов

1.3.1. Основные этапы и тенденции развития систем обеспечения безопасности полета.

1.3.2. Классификация систем обеспечения безопасности полета

1.4. Проблемные аспекты разработки систем обеспечения безопасности полета.

ГЛАВА 2. СИНТЕЗ И АНАЛИЗ АЛГОРИТМОВ ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ СИСТЕМ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ КРИТИЧЕСКИХ РЕЖИМОВ.

2.1. Методы измерения вектора воздушной скорости вертолета на основе средств восприятия давлений размещенных в некотором опорном потоке.

2.2. Общие алгоритмы вычисления составляющих вектора воздушной скорости на основе показаний двухстепенного флюгера.

2.3. Аэродинамические погрешности приемников воздушных давлений датчика вектора скорости. Математическое моделирование внешнего обтекания датчика ДВС-ВЗ

2.4. Методика проведения летных испытаний вертолета и формирования действительных значений высотно-скоростных параметров

2.5. Разработка алгоритмов вычисления высотно-скоростных параметров на основе показаний датчика вектора скорости ДВС-ВЗ методами регрессионного анализа.

2.6. Статистический анализ точности вычисления основных вы-сотно-скоростных параметров полета вертолета по разработанным алгоритмам.

2.7. Корректировка алгоритмов по результатам ЛИ.

2.8. Результаты и выводы.

ГЛАВА 3. РАЗРАБОТКА МОДЕЛЕЙ И МЕТОДИК ОЦЕНКИ ПОМЕХОЗАЩИЩЕННОСТИ КАНАЛОВ ФОРМИРОВАНИЯ

ПРЕДУПРЕЖДАЮЩЕЙ СИГНАЛИЗАЦИИ.

3.1. Разработка моделей и методики оценки помехозащищенности по каналам формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений приборной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы.

3.1.1. Структура математической модели формирования и прохождения турбулентных возмущений по каналам приборной скорости и числа М.

3.1.2. Математическое описание первичной аэрометрической информации.

3.1.3. Математическое описание турбулентных возмущений.

3.1.4. Математическая модель формирования полного давления, искаженного турбулентными возмущениями.

3.1.5. Математическая модель пневмотрактов.

3.1.6. Математическая модель формирования приборной скорости и числа М в системе воздушных сигналов.

3.1.7. Математическая модель формирования текущих (Упр и М) и упредительных (У,|р+АУ1|руПр; М+АМупр) сигналов в системах типа СПКР. по

3.2. Разработка имитационных моделей и апробация методики оценки помехозащищенности по каналу приборной скорости на примере системы воздушных сигналов СВС-В28 с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения приборной скорости.

3.2.1. Алгоритмы формирования текущих и упредительных сигналов приборной скорости при отработке предупредительной сигнализации системой СВС-В28.

3.2.2. Разработка имитационной модели и проведение моделиро- 112 вания

3.2.3. Результаты моделирования.

3.3. Разработка моделей и методики оценки помехозащищенности по каналу формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки.

3.3.1. Математическая модель флюгерного датчика аэродинамических углов.

3.3.2. Разработка имитационных моделей и апробация методики оценки помехозащищенности по каналу угла атаки на примере системы воздушных сигналов СВС-В1-25 с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки.

3.3.2.1. Алгоритмы формирования текущих и упредительных сигналов по углу атаки при отработке предупредительной сигнализации системой СВС-В1-25.

3.3.2.2. Разработка имитационных моделей и проведение моделирования

3.3.2.3. Результаты моделирования.

3.4. Результаты и выводы.

Глава 4. РАЗРАБОТКА КОМПЛЕКСА МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ДЛЯ АНАЛИЗА РЕЗУЛЬТАТОВ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ И ОПТИМИЗАЦИИ АЛГОРИТМОВ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛИЗАЦИИ О ПОПАДАНИИ В СДВИГ ВЕТРА.

4.1. Влияние сдвига ветра на взлет и посадку самолетов и методы его предупреждения и обнаружения.

4.2. Принципы построения бортовой системы обнаружения сдвига ветра.

4.3. Задачи и цели математического моделирования.

4.4. Структура комплекса математических моделей для отработки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра

4.5. Математическая модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия.

4.6. Математическое описание ветровых возмущений.

4.6.1. Расчетные профили горизонтальной и вертикальной составляющих скорости ветра.

4.6.2. Вертикальная турбулентная составляющая скорости ветра

4.6.3. Горизонтальная турбулентная составляющая скорости ветра

4.7. Оценка параметров настройки фильтров в алгоритмах обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей.

4.8. Анализ результатов летных испытаний системы КСЭИС-100 с функцией обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей.

4.9. Результаты и выводы.

Научно-технический прогресс во многих отраслях народного хозяйства и в военной области сопровождается проблемами обеспечения надежности и безопасности используемой техники. В связи с широким развитием энергетики, различных транспортных систем, энергетических и экологически опасных производств проблемы надежности и безопасности поднялись на качественно новый уровень, так как связаны с опасностью для жизни людей и окружающей среды. Первостепенное значение приобретают вопросы предупреждения и предотвращения критических режимов работы различных технических объектов и возникающих опасных ситуаций путем использования специальных инструментальных средств обеспечения безопасности.

К области техники, в которой безопасность является проблемой номер один, относится авиация, где все достижения теории и практики безопасности находят наиболее быструю реализацию.

В период начального становления и развития авиации основная ответственность всегда лежала на летчике, на его способностях оценивать ситуацию и принимать меры по ее устранению. Сущность мер безопасности сводилось к умению летчика посадить самолет в любых самых сложных условиях. По мере прогресса авиационной техники совершенствовались и технические средства обеспечения безопасности полета. Появились авиационные парашюты, стали применяться средства защиты от высотных факторов, постоянно расширялся круг приборов и контролируемых показателей, но функция контроля, оценки и принятия решений оставалась за самим летчиком.

Начиная с 40-х гг. основные усилия разработчиков летательных аппаратов были. направлены на повышение надежности авиационной техники. Фактически история развития авиации является ярким примером развития средств и способов защиты экипажей и пассажиров, обеспечения безопасности полетов.

Анализ статистических данных по аварийности военной авиации за период 1961- 2000 гг. в СССР и России свидетельствует о высокой экономической и социальной значимости проблемы обеспечения безопасности полетов. За этот период произошло более 4500 авиационных происшествий, в том числе около 2000 аварий и более 2500 катастроф. В результате авиационных происшествий потеряно более 4600 самолетов, погибло более 5500 человек [89]. Средний налет на одно авиационное происшествие за рассмотренный период для военной авиации составил примерно 20 тыс. часов. Изменение среднего налета на одно авиационное происшествие в военной авиации по годам представлено на рис. В.1.

180 зо

1961- 1966- 1971- 1976- 1981- 1986- 1991- 19961965 1970 1975 1980 1985 1990 1995 2000

НШ Среднее количество АП в год —4— Средний налет на 1 АП, тыс.ч

Рис В.1. Уровень аварийности в военной авиации в период с 1961 по 2000 год

Анализ данных аварийности за последние 10 лет указывает на то, что при некотором снижении абсолютного числа авиационных происшествий, общий уровень аварийности в военной авиации (по величине налета на 1 авиационное происшествие) практически не изменился. Заслуживает внимания тот факт, что при существенном снижении уровня аварийности в США и других странах запада, уровень безопасности полетов в военной авиации РФ в 2.3 раза ниже, чем в США. Средний налет на одно авиационное происшествие в военной авиации США составляет 60. 70 тыс, часов. Более того, по оценкам американских специалистов, даже такой уровень безопасности полетов считается неудовлетворительным для существующих ЛА и является неприемлемым для перспективных ЛА из-за их высокой стоимости и большой тяжести последствий от авиационных происшествий.

Тем самым, уровень аварийности в военной авиации РФ остается неудовлетворительным и существенно уступает достигнутому мировому уровню. Аналогичная картина наблюдается и в гражданской авиации РФ.

Таким образом, развитие и эффективность применения авиационной техники неразрывно связаны с проблемой безопасности полетов, обеспечение которой представляется определяющим как для гражданской, так и для военной авиации. Важность проблемы непрерывно возрастает в связи с усложнением авиационной техники, расширением круга выполняемых функциональных задач и интенсификацией ее использования.

На сегодняшний день при проектировании бортовых систем обеспечения безопасности полета (СОБП) остается актуальной задача необходимости создания алгоритмических, аппаратных и программных средств обеспечения их функционирования, а также разработки вариантов построения, методик моделирования и оценки эффективности применения СОБП на различных режимах полета и на различных ЛА.

Целью диссертационной работы является повышение безопасности пилотирования и эффективности применения объектов авиационной техники за счет разработки новых алгоритмов функционирования СОБП, а также математического обеспечения для оценки их эффективности и помехозащищенности, как по результатам вычислительных экспериментов, так и по результатам летных испытаний.

Поставленная цель достигается решением следующих задач.

1. Исследование причин возникновения летных происшествий и опасных факторов, влияющих на снижение безопасности полетов ЛА.

2. Выявление принципов разработки и стендовой отладки алгоритмического и специального программного обеспечения (СПО) бортовых систем ЛА.

3. Разработка методики проведения летных испытаний (ЛИ) вертолета и формирования действительных значений высотно-скоростных параметров (ВСП) для задач синтеза и анализа алгоритмов вычисления вектора скорости.

4. Проведение математического моделирования внешнего обтекания датчика вектора скорости ДВС-ВЗ с целью выявления аэродинамических погрешностей приемников воздушных давлений (ПВД).

5. Разработка алгоритмов вычисления высотно-скоростных параметров на основе показаний датчика вектора скорости ДВС-ВЗ методами регрессионного анализа.

6. Проведение статистического анализа точности вычисления основных высотно-скоростных параметров полета вертолета по разработанным алгоритмам.

7. Проведение корректировки алгоритмов вычисления высотно-скоростных параметров по результатам летных испытаний.

8. Разработка математических моделей и методики оценки помехозащищенности по каналам формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений приборной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы.

9. Разработка имитационных моделей и апробация методики оценки помехозащищенности по каналам приборной скорости и числа М на примере типовой системы с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений приборной скорости и числа М.

10. Разработка математических моделей и методики оценки помехозащищенности по каналу формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки.

11. Разработка имитационных моделей и апробация методики оценки помехозащищенности по каналу угла атаки на примере типовой системы с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки.

12. Анализ явления сдвига ветра и принципов построения бортовой системы обнаружения сдвига ветра.

13. Разработка комплекса математических моделей для анализа результатов летных испытаний и настройки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра под конкретные типы ЛА.

14. Проведение оценки параметров настройки фильтров в алгоритмах обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей.

15. Проведение анализа результатов летных испытаний типовой системы с функцией обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей.

При решении поставленных задач предполагается использовать методы математического моделирования, анализа и синтеза измерительных систем при детерминированных и случайных воздействиях, имитационного моделирования и экспериментальных исследований, теории вероятности и математической статистики, методы стендовых и натурных испытаний бортовой аппаратуры.

Особенностью построения диссертационной работы является то, что предложенные алгоритмы и методики их анализа и верификации апробированы в составе тех или иных бортовых СОБП (СВС-В28, СВВД-28, СВС-В1-25, СПКР-85, КСЭИС-100 и др.) в ходе проведения летных испытаний объектов авиационной техники и на стадиях проведения ПЗИ и МВИ (см. Приложение 1).

Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы из 97 наименований, 12 приложений и содержит 194 машинописных страницы основного текста, иллюстрирована 48 рисунками и 22 таблицами.

Основные результаты работы можно сформулировать следующим образом.

1. Представлен анализ проблемы повышения безопасности полетов объектов авиационной техники, в ходе которого по результатам анкетирования авиационных специалистов дана оценка уровней значимости опасных факторов, снижающих безопасность полетов. Раскрыты основные направления, по которым решается задача повышения безопасности полетов, а именно, теоретическое, техническое, эргономическое и организационно-методическое.

2. Рассмотрены современные принципы построения алгоритмического и программного обеспечения бортовых систем и комплексов ЛА, которые обусловлены имеющимися тенденциями в их развитии, а именно: перераспределение функций между программным и аппаратным обеспечением, повышение степени ответственности и усложнение математического (алгоритмического) обеспечения, необходимость переноса алгоритмической составляющей на различные аппаратные платформы. Выделены две основные задачи, которые необходимо решить при разработке алгоритмического обеспечения бортовых систем: (1) функционально разделить задачи специалиста, формирующего логику работы изделия, и разработчика программного обеспечения в целях обеспечения независимости их работы; (2) обеспечить возможность разработки и предварительной верификации алгоритмического обеспечения вне зависимости от фактического наличия создаваемой аппаратной платформы.

3. Представлен анализ основных этапов и тенденций развития СОБП, предложена их классификация. Показаны проблемные аспекты разработки СОБП, на решение которых направлена диссертационная работа.

4. Рассмотрена проблема измерения малых воздушных скоростей (до 70 км/ч) полета вертолета и пути её решения для устройств и систем, в. которых средства восприятия давлений размещены в некотором опорном потоке. Показано, что устройства и системы, в которых в качестве опорного потока используется индуктивный поток от несущего винта вертолета, обладают рядом преимуществ. При этом, выделены проблемные недостатки, с которыми приходится сталкиваться при разработке бортовых измерителей данного класса.

5. Рассмотрены общие алгоритмы измерения составляющих вектора воздушной скорости вертолета на основе данных с датчика вектора скорости, представляющего собой двухстепенной флюгерный приемник полного и статического давления, установленный в индуктивном потоке несущего винта и свободно ориентируемый по потоку.

6. Проведено математическое моделирование внешнего обтекания датчика вектора скорости ДВС-ВЗ разработки ОАО «УКБП» средствами конечно-элементных методов в системе моделирования движения жидкости и газа Р1о\уУ1бюп у2.1. Получены зависимости погрешности восприятия полного и статического давлений от скорости набегающего воздушного потока. Предложены пути компенсации аэродинамических ошибок восприятия статического давления, как конструктивными, так и программными методами.

7. Разработана методика проведения летных испытаний вертолета с установленным на борту датчиком вектора скорости ДВС-ВЗ с целью формирования действительных значений высотно-скоростных параметров и получения массивов полетной информации для дальнейшего проведения регрессионного анализа и разработки алгоритмов определения составляющих вектора воздушной скорости вертолета. Рассмотрена методика определения действительных значений вектора воздушной скорости, углов атаки и скольжения, статического давления и барометрической высоты, полного давления, а также температуры воздуха с использованием информации СБТИ и бортовых систем. Проведена оценка погрешности эксперимента по определению действительных значений высотно-скоростных параметров с использованием информации СБТИ и бортовых систем. Выдвинуты требования к системе бортовых измерений, а именно к её составу, к перечню подлежащих регистрации параметров, к точности и частоте регистрации параметров, к виду представления массивов полетной информации. Разработана программа летных испытаний и выдвинуты требования по режимам полета, которые должны быть выполнены в процессе летного эксперимента. Выдвинуты требования к методике обработки, анализа и оценки результатов испытаний.

8. Разработаны алгоритмы вычисления составляющих вектора скорости и высоты полета на основе информации от датчика вектора скорости ДВС-ВЗ для вертолета Ми-28Н, в основе которых лежит математическая модель индуктивного потока, определяемая методами регрессионного анализа по результатам летных испытаний. Получены коэффициенты аппроксимирующего полинома для вычисления составляющих вектора индуктивной скорости и поправки по барометрической высоте, которые вычислялись путем многомерной полиномиальной регрессии 2-го порядка в зависимости от тригонометрических функций углов ориентации датчика ДВС-ВЗ относительно связанных осей вертолета в месте установки датчика, модуля вектора суммарной воздушной скорости и воспринятого статического давления.

9. Проведен статистический анализ точности вычисления основных высотно-скоростных параметров полета вертолета по разработанным алгоритмам. Выявлено, что по всей совокупности режимов полета входящих в область регрессионного анализа математические ожидания и среднеквадра-тические значения погрешности вычисления составляющих вектора воздушной скорости в связанной системе координат составили: по продольной составляющей:'шодух =-0.4 км/ч, аДух = 5.82 км/ч; по вертикальной составляющей: т0дуу= 1-27 км/ч, стДуу = 7.65 км/ч; по поперечной составляющей: г^одуг= 0.73 км/ч, стДу2 = 5.89 км/ч; погрешности вычисления абсолютной высоты: тоиабс==2.08 м, стнасс = 6.47 м, что свидетельствует об адекватности разработанных алгоритмов. Кроме того, получена статистика распределения погрешностей по отдельным режимам (висение, боковые перемещения, продольные перемещения, горизонтальные площадки, полеты со скольжением и набором высоты, вертикальные наборы высоты и снижения, разгоны-торможения, пикирование), которая показывает, что систематическая составляющая погрешности (математическое ожидание) укладывается в допуски регламентированные технических заданием на систему СВС-В28Н. Для подавления шумовой составляющей в сигналах полного и статического давления определяющей дисперсию ошибки определения основных ВСП предложен цифровой фильтр второго порядка с постоянной времени Т = 0.5 с, значение которой подобрано исходя из характеристик спектральной плотности шума.

10. Выявлена корреляция погрешности измерения составляющих вектора воздушной скорости в связанной системе координат от значения вертикальной скорости в земной системе координат и от углов ориентации связанной системы координат относительно земной, а именно углов крена и тангажа. Проведена корректировка разработанных алгоритмов с целью повышения точности вычисления составляющих вектора воздушной скорости полета на динамических режимах (вертикальный набор высоты и снижение, разгон-торможение, пикирование, кабрирование и др.). Введены дополнительные поправочные коэффициенты для корректировки составляющих вектора индуктивной скорости, которые вычислялись путем многомерной полиномиальной регрессии 1-го порядка в зависимости от углов крена и тангажа, а также вертикальной бароинерциальной скорости.

11. Разработана методика оценки помехозащищенности по каналам формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений приборной скорости и числа М в условиях турбулентности атмосферы для систем типа СПКР. Данная методика получила свою реализацию в виде математической модели измерительно-вычислительных трактов формирования, передачи и преобразования информации по каналам приборной скорости У1Тр и числа М, начиная с «зарождения» первичной аэродинамической информации в атмосфере и заканчивая выдачей текущих и «упредительных» сигналов Упр и М системой предупреждения критических режимов. Модель включает в себя следующие структурные составляющие: математическое описание первичной аэрометрической информации; математическое описание турбулентных возмущений, как для «чистого», так и для «грозового» неба; математическая модель вырезающего фильтра рабочих частот; > математическая модель формирования полного давления, искаженного турбулентными возмущениями; ^ математическая модель пневмотрактов; математическая модель формирования Упр и М системой воздушных сигналов, включающая динамические характеристики этой системы; алгоритмическое описание формирования текущих (У„р ; М) и «упреди-тельных» (Упр+АУпр у11р; М + АМу[1р) сигналов в системах типа СПКР, содержащее оптимизируемые цифровые фильтры и дифференциаторы.

12. Проведена апробация методики оценки помехозащищенности по каналу приборной скорости на примере разрабатываемой системы воздушных сигналов СВС-В28 с функцией формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения приборной скорости.

13. По результатам математического моделирования выявлено, что в условиях турбулентности «чистого» неба уровень ошибок по текущему и «упредительному» значениям ниже допустимых погрешностей, заданных по ТЗ; в условиях «грозового» неба уровень ошибок по текущему значению ниже допустимых погрешностей, но на отдельных режимах имеется превышение по «упредительному» значению (максимальное превышение составило 8.456 км/ч при Упр= 237.885 км/ч; М=0.2; Н= 500 м). Анализ результатов моделирования показывает, что в 67% рассмотренных режимов погрешность по «упредительному» значению находится в допуске по ТЗ на систему, в 21% рассмотренных режимов превышение допуска ТЗ на систему не более 3.2 км/ч и лишь в 12% режимов превышение допуска ТЗ находится в^пределах 3.2^-8.456 км/ч. Учитывая, что руководство по летной эксплуатации запрещает полеты в грозу, канал формирования сигнализации о достижении максимально-допустимых значений приборной скорости можно считать помехозащищенным от действия помех, обусловленных турбулентностью атмосферы.

14. Разработана методика оценки помехозащищенности по каналу формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки для систем типа СПКР. Данная методика получила свою реализацию в виде математической модели измерительно-вычислительного тракта формирования, передачи и преобразования информации по каналу угла атаки, включающей в себя математическую модель флюгерного датчика аэродинамических углов и математическую модель формирования текущих и упредительных сигналов по углу атаки при отработке предупредительной сигнализации.

15. Проведена апробация методики оценки помехозащищенности по каналу формирования сигнализации о достижении максимально-допустимого значения угла атаки на примере разрабатываемой системы воздушных сигналов СВС-В1-25, получающей информацию по углу атаки от датчика ДАУ-19-1. По результатам математического моделирования выявлено, что условие помехозащищённости канала формирования текущего значения угла атаки выполняется во всём диапазоне скоростей выдачи предупреждающей сигнализации (V= 180 -т- 1000 км/ч); условие помехозащищённости канала формирования «упреждающего» значения выполняется для скоростей V > 270 км/ч. Для обеспечения помехозащищённости канала формирования предупреждающего сигнала, выдаваемого системой СВС-В1-25 и формируемого по «упреждающему» значению угла атаки, во всем диапазоне скоростей рекомендовано постоянную времени аналогового фильтра увеличить до значения Т0 = 0.08 с, при этом, с целью компенсации запаздывания, коэффициент динамического упреждения рекомендовано увеличить до значения Кй = 0.62 с.

16. Рассмотрены метеорологические причины возникновения сдвига ветра и его влияние на взлет и посадку самолета, а так же методы его предупреждения и обнаружения. Рассмотрены принципы построения бортовой системы обнаружения сдвига ветра. Основным методом, который используется в настоящее время для измерения сдвига ветра на борту, является сравнение воздушных и инерциальных параметров полета. Показано, что количественными характеристиками сдвига ветра, с точки зрения стабилизации полета самолета, являются значения производной продольной составляющей скорости ветра Wx и величина угла между векторами воздушной и путевой скорости Aaw.

17. Определены задачи и цели математического моделирования работы алгоритмов обнаружения сдвигов ветра, которое является эффективным способом отработки и испытаний системы, реализующей эти алгоритмы.

18. Разработан комплекс математических моделей для отработки алгоритмов формирования сигнализации о попадании в сдвиг ветра и анализа результатов летных испытаний бортовых систем типа СГЖР, включающих данные алгоритмы. Комплекс математических моделей построен на модульной архитектуре и имеет в своем составе:

- Модуль ветровых возмущений, содержащий основные расчетные профили сдвига ветра и модель турбулентных составляющих скорости ветра;

- Математическую модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия, отражающую реакцию ЛА на горизонтальное и вертикальное ветровое возмущение;

- Модуль ввода параметров полета самолета и признаков их достоверности;

- Модуль ввода полетных данных и признаков их достоверности, полученных по результатам летных испытаний;

- Модуль формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра, включающий алгоритмы формирования текущей величины суммарного значения сдвига ветра, алгоритмы формирования допустимого и критического значений сдвига ветра и сигнализации о их достижении;

- Модуль мониторинга внутренних параметров и сигналов комплекса, а также входной и выходной информации.

Комплекс математических моделей обеспечивает:

- Проведение моделирования как в режиме использования реальных полет. ных данных (результатов летных испытаний), так и в режиме ввода конфигурации, режима и параметров движения ЛА оператором комплекса, в последнем случае имеется возможность подключения в цепь формирования сигнализации о попадании в условия сдвига ветра модуля ветровых возмущений и модели возмущенного движения ЛА.

- Анализ результатов летных испытаний, в ходе которого выявляется адекватность работы алгоритмов программного модуля «Контроль сдвига ветра» систем типа СПКР в различных полетных ситуациях, а так же при отсутствии достоверности входной информации, в частности, позволяет выявлять ложную сигнализацию;

- Контроль формирования допустимых и критических значений сдвига ветра в различных полетных ситуациях, а так же при отсутствии достоверной входной информации, в частности контроль формирования параметра максимальной тяговооруженности и функции максимального значения аэродинамического качества;

- Мониторинг входной и выходной информации, а таюке параметров и сигналов комплекса;

- Решение задач оптимизации алгоритмов под конкретные типы самолетов, а именно задач выбора постоянных времени и коэффициентов упреждения в фильтрах и дифференциаторах, включение тех или иных нелинейных элементов в цепи формирования сигнализации о сдвиге ветра.

19. Проведена оценка параметров настройки фильтров в алгоритмах обнаружения опасного сдвига ветра на базе разработанного комплекса математических моделей. Для проведения математического моделирования в разработанную математическую модель возмущенного движения самолета в условиях ветрового воздействия (п. 4.5) были введены геометрические, массово-инерционные и аэродинамические параметры самолета Ту-134. Проведено моделирование захода на посадку самолёта Ту-134 и получены амплитудно-частотные характеристики для отклонения вертикальной скорости и отклонения угла наклона траектории при воздействии продольной составляющей скорости ветра, определен диапазон частот ветровых возмущений (0.015-^-0.05 Гц), наиболее опасных для самолёта данного типа. Выбраны параметры настройки полосового фильтра в канале формирования продольной составляющей сдвига ветра (Ту = 16с; ТУо = 2с), удовлетворяющие требованию совмещения полосы пропускания фильтра с диапазоном частот ветровых возмущений (0.015-^0.05 Гц), наиболее опасных для самолета данного типа и требованию наименьшего времени запаздывания выдачи сигнализации.

20. Проведен анализ результатов летных испытаний системы КСЭИС-100 с функцией обнаружения опасного сдвига ветра установленной на самолете Ту-334 на базе разработанного комплекса математических моделей. В ходе анализа решены задачи выявления ложных срабатываний сигнализации и причин их вызывающих. Как показали результаты математического моделирования, программный модуль «Контроль сдвига ветра» системы КСЭИС-100 и модель адекватно реагировали на изменение входных параметров при формировании сигнализации о сдвиге ветра. Выявлено два вида ложной выдачи сигнализации: 1) сигнализация в начальный момент запуска модуля «Контроль сдвига ветра», имеющая место в переходном режиме и обусловленная несвоевременным включением модуля в работу и выставкой нулевых начальных условий при реализации дифференцирующего фильтра по параметру истинной воздушной скорости разностными уравнениями в программном модуле; 2) сигнализация на режимах посадки и ухода на второй круг, когда пороги срабатывания сигнализации имеют наименьшее значение. В ходе проведения доработок системы КСЭИС-100 были реализованы требования по выставке ненулевых начальных условий при реализации дифференцирующего фильтра и требования о включении в работу модуля на всех наземных этапах вне зависимости от наличия конкретного этапа, тем самым выдача ложной сигнализации первого вида была исключена. Для исключения второго вида выдачи ложной сигнализации рекомендовано по результатам моделирования увеличить постоянную времени в дифференцирующем фильтре по параметру истинной воздушной скорости до значения 1.2 с. По результатам анализа периода времени действия сигнализации ложных срабатываний выявлено, что для безусловного их исключения возможно введение задержки в 1с при выдаче сигнализации о достижении величиной сдвига ветра её допустимого и критического значений.

Результаты диссертационной работы нашли практическое применение в разработках ОАО «УКБП» в практике опытно-конструкторских работ по разработке и внедрению при непосредственном участии диссертанта бортовых систем СОС-2-7-1, СВС-В28, СВВД-28, СВС-В1-25, СПКР-85, КСЭИС-100 и др., а так же при постановке лабораторного практикума по специальности 19.03 «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы» по дисциплине «Теория, расчет и основы конструирования измерительных устройств и систем» [74].

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. A.C. 1282010 СССР, МКИ GOlp 5/00. Устройство для измерения скорости и направления воздушного потока / Танеев Ф.А., Левин А.Л., Солдаткин В.М., Ференец В.А. 1987.

2. A.C. 1559894 СССР, МКИ В64с 21/00. Измеритель аэрометрических параметров летательного аппарата / Порумов A.A., Солдаткин В.М. и др., 1989.

3. A.C. 1037183 СССР, МКИ GOlp 5/18. Способ измерения скорости потока / Танеев Ф.А., Солдаткин В.М., Ференец В.А. 1983.

4. A.C. 1133967 СССР, МКИ В64с 21/00. Способ определения высоты полета летательного аппарата и устройство для его осуществления/ Лысков B.C., Солдаткин В.М., Ференец В.А. 1984.

5. A.C. 601893 СССР, МКИ В64с 13/18. Устройство для ограничения параметров движения самолета / Ференец В.А., Живетин В.Б., Солдаткин В.М. и др.1978.

6. Авиационные приборы и измерительные системы /. Под ред. В.Г. Воробьева. -М.: Транспорт, 1981.

7. Авиационный стандарт. Дозвуковая система воздушных сигналов. Характеристика ARING 706-4. Act 706-4.

8. Акимов, А.Н. Летные испытания вертолетов / А.Н. Акимов, Л.М. Берестов, P.A. Михеев ~М.: Машиностроение, 1980. — 399 с.

9. Анцелович, Л.П. Надежность, безопасность и живучесть самолета / Л.П. Анцелович. М.: Машиностроение, 1985. — 296 с.

10. Аэродинамика вертолетов / Д.И. Базов. М.: Транспорт, 1969 - 196 с.

11. Аэромеханика самолета: Динамика полета: Учебник для авиационных вузов / А.Ф. Бочкарев, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов и др.; Под ред. А.Ф. Бочкарева и В.В. Андреевского. 2-е изд. перераб. и доп. М.: Машиностроение 1985. - 360 с.

12. Безопасность полетов / Сакач Р.В., Зубков Б.В., Давиденко М.Ф. и др.; Под ред. Р.В. Сакача. М.: Транспорт, 1989. - 239 с.

13. Боднер, В.А. Приборы первичной информации: Учебник для авиационных вузов / В. А. Боднер. М.: Машиностроение, 1981.

14. Боднер, В.А. Теория автоматического управления полетом / В.А. Боднер. М.: Наука, 1964. - 698 с.

15. Браславский, Д.А. Приборы и датчики летательных аппаратов / Д.А. Браславский. М.: Машиностроение, 1970. - 391 с.

16. Бриверман, A.C. Динамика вертолета. Предельные режимы полета/ A.C. Бриверман, А.П. Вайнтруб. М.: Машиностроение, 1988. — 280 с.

17. Брюшгенс, Г.С. Аэродинамика самолета: Динамика продольного и бокового движения / Г.С. Брюшгенс, Р.В. Студнев. М.: Машиностроение, 1979.-352 с.

18. Володко, A.M. Безопасность полетов вертолетов / A.M. Володко. -М.: Транспорт, 1981.-223 с.

19. Воробьев, В.Г. Технические средства и методы обеспечения безопасности полетов / В.Г. Воробьев, Б.В. Зубков, Б.Д. Уриновский. М.: Транспорт, 1989. - 151 с.

20. Глазунов, В.Г. Методические рекомендации по оценке сдвигов ветра в нижнем слое атмосферы в районе аэродрома / В.Г. Глазунов. — Д.: Гидрометеоиздат, 1986. 22с.

21. ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. — М.: Издательство стандартов, 1981. — 54 с.

22. ГОСТ 3295-73. Таблицы гипсометрические для геопотенциальных высот до 50000 м. Параметры. — М.: Издательство стандартов, 1974. — 75 с.

23. ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. — М.: Издательство стандартов, 1981. 75 с.

24. ГОСТ 5212-74. Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 19 до 4000 км/ч. Параметры. — М.: Издательство стандартов, 1974. 239 с.

25. Грановский, В.А. Динамические измерения / В.А. Грановский. Д.: Энергоатомиздат, 1984. —220 с.

26. Гультяев, А. Визуальное моделирование в среде MATLAB: учебный курс / А. Гультяев. СПб: Питер, 2000. — 432 с.

27. Динамика и аэродинамика вертолета / П.Р. Пейн. — М.: Оборонгиз,1963.

28. Доброленский, Ю.П. Динамика полета в неспокойной атмосфере / Ю.П. Доброленский. — М.: Машиностроение, 1969. 256 с.

29. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов СЭВ (ЕНЛГ-С) / Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР. — М., 1985. — 470 с.

30. Жулев, В.И. Безопасность полетов летательных аппаратов / В.И. Жулев, B.C. Иванов. М.: Транспорт, 1986. - 224 с.

31. Исследования требований к характеристикам устойчивости и управляемости самолетов, труды ЦАГИ, вып. 2312, 1986. — 156с.

32. Качурин, Л.Г. Методы метеорологических измерений. Методы зондирования атмосферы / Л.Г. Качурин. Л.: Гидрометеоизда, 1985. — 456с.

33. Клюев, Г.И. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов: учебное пособие/ Г.И. Клюев, H.H. Макаров, В.М. Солдаткин, И.П. Ефимов; под. ред. В.А. Мишина. — Ульяновск: УлГТУ, 2005. 509 с.

34. 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.

35. Козицин, В.К. Алгоритмическое обеспечение систем воздушных сигналов вертолета на основе свободно ориентированного приемника давлений / В.К. Козицин // Авиационная техника, 2004. — Вып. 4

36. Котик, М.А. Психология и безопасность / М.А. Котик. Таллин: Валгус, 1981.-408 с.

37. Котик, М.Г. Летные испытания самолетов / М.Г. Котик,

38. A.B. Павлов и др. -М.: Машиностроение, 1968.

39. Котик, М.Г. Полет на предельных режимах / М.Г. Котик,

40. B.В. Филиппов. -М.: Воениздат, 1977. -239 с.

41. Крохин, З.Т. Инженерно-организационные основы обеспечения безопасности полетов в гражданской авиации / З.Т. Крохин, Ф.И. Скрипник, В.З. Шестаков. -М.: Транспорт, 1987. 275с.

42. Лебедев, A.A. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов / A.A. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. М.: Оборонгиз, 1962. 548 с.

43. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования / Е.Г. Харин, П.М. Цветков, В.К. Волков и др.; Под ред. Е.Г. Харина.

44. М.: Машиностроение, 1986. 136 с.

45. Лигум, Т.И. Аэродинамика самолета Ту-134А-3 (Б-3) / Т.И. Лигум- М.: Транспорт, 1987. 261с.

46. Майоров, A.B. Безопасность функционирования автоматизированных объектов / A.B. Майоров, Г.Н. Москатов, Г.П. Шибанов. — М.: Машиностроение, 1988. 264 с.

47. Макаров, И.М. Линейные автоматические системы (элементы теории, методы расчета и справочные материалы) / И.М. Макаров, Б.М. Мен-ский. 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1982. - 504 с.

48. Математическое моделирование алгоритмов обнаружения сильного сдвига ветра СПКР-85: отчет / НИИ АО; рук. Никифоров С.П.; исполн.: Лещинская О.П. М., 1987. - 57с. - Библиогр.: с. 33.- № ГР Х10158. - Инв. №192-87-111.

49. Мельников, А.П. Аэродинамика больших скоростей / А.П. Мельников. М.: Воениздат, 1961,- 424 с.

50. Методика обоснования параметров настройки фильтров в канале обнаружения опасного сдвига ветра для системы СПКР-85: отчет / НИИ АО; рук. Никифоров С.П.; исполн.: Лещинская О.П. М., 1987. - 53с. - Библиогр.: с. 26-№ ГРХ10158. - Инв. №943-87-111.

51. Михалев, И.А. Системы автоматической посадки / И.А. Михалев, Б.Н. Окаемов, М.С. Чикучаев. — М.: Машиностроение, 1975. — 416 с.

52. Новицкий, П.В. Оценка результатов измерения / П.В. Новицкий, И.А. Зограф. Л.: Энергоатомиздат, 1985.

53. Норенков, И.П. Разработка систем автоматизированного проектирования. Учебник для вузов / И.П. Норенков. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана. - 1994. - 207 с.

54. Осадчий, Е.П. Погрешности датчиков: Учебное пособие / Е.П. Осадчий, В.И. Карпов, Н.В. Мясникова. Пенза: ПГТУ, 1993.

55. Основы метрологии и теории точности измерительных устройств / В.П. Коротков, Б.А. Тайц. М.: Издательство стандартов, 1978.

56. ОСТ 100762-75. Системы статического и полного давлений для питания мембранно-анероидных приборов. Технические требования. — М.: Издательство стандартов, 1975. — 12 с.

57. Острославский, И.В. Аэродинамика самолета / И.В. Острославский. -М.: Оборонгиз, 1957. 560 с.

58. Острославский, И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов / И.В. Острославский, И.В.Стражева. — М.: Машиностроение, 1969. 499 с.

59. Пат. 3936613 США, МКИ G08B 29/00. Система предупреждения о сдвиге ветра, реагирующая на состояние траектории полета самолета. Заявл. 21.01.88. Опубл. 02.08.90.

60. Пат. 891642 США, МКИ G08 в 23/00. Система обнаружения сдвига ветра. Заявл. 11.01.88. Опубл. 02.01.90.

61. Пат. 936613 США, МКИ G08 в 29/00. Система предупреждения о сдвиге ветра, реагирующая на состояние траектории полета самолета. Заявл. 21.01.88. Опубл. 02.08.09.

62. Погодаев, A.A. Вляиние различной автоматизации штурвального управления на динамику неманевренного самолета при посадке в условиях атмосферных возмущений / A.A. Погодаев, В.К. Святодух // труды ЦАГИ, вып. 2273, 1985.-с. 3-20.

63. Потемкин, В.Г. Система инженерных и научных расчетов MATLAB 5.x / В.Г. Потемкин. М.: Диалог - МИФИ - 1999. Том 1 - 366 е., том 2 - 304 с.

64. Практическая аэродинамика маневренных самолетов/ Под общ.ред. Н.М. Лысенко. -М.: Воениздат, 1977.-439 с.

65. Приборостроение и средства автоматики: Справочник/ Под общ. ред. А.Н.Гаврилова. -М.: Машиностроение, 1964. Т.2, кн.1. — 569с.

66. Прокофьев, А.И. Надежность и безопасность полетов / А.И. Прокофьев. -М.: Машиностроение, 1985. 184 с.

67. Результаты летных испытаний зарубежных систем измерения воздушной скорости вертолетов (обзор по материалам зарубежной печати)/ Под общ. ред. Абутидзе З.С. ГОНТИ, 1988. - 56 с.

68. Ромасевич, В.Ф. Практическая аэродинамика вертолетов / В.Ф. Ромасевич, Г.А. Самойлов. М.: Воениздат, 1980 - 384 с.

69. Руководство по эксплуатации всенаправленной системы воздушных данных OADS фирмы Pacer Systems. Техн.перевод УВЗ, 1983.

70. Семенов, A.B. К вопросу оценки помехозащищенности каналов приборной скорости и числа М в системах предупреждения критических режимов летательного аппарата в условиях турбулентности атмосферы /

71. A.B. Семенов, И.П. Ефимов. Депонир. в ВИНИТИ 28.02.2005 №279-В2005.

72. Семенов, A.B. К вопросу повышения безопасности пилотирования самолета на критических режимах по скорости и числу М. / A.B. Семенов,

73. B.П. Деревянкин // Научно-технический калейдоскоп: научно-производственный журнал. 2004. - №2. - С. 62-66.

74. Семенов, A.B. Компьютерное моделирование флюгерного датчика скорости вертолета / A.B. Семенов, И.П. Ефимов // Датчики и системы. -2007. -№11. -е. 14-16.

75. Семенов, A.B. Математическая модель формирования составляющих вектора воздушной скорости вертолета / A.B. Семенов // Датчики и системы. 2007. -№12. - с. 43-46.

76. Семенов, A.B. Система предупреждения критических режимов JIA / A.B. Семенов, И.П. Ефимов // Вузовская наука в современных условиях: сборник докладов XL научно-технической конференции / Ульяновск: УГТУ, 2006.-С. 70.

77. Семенов, A.B. Состояние и перспективы развития систем предупреждения критических режимов / A.B. Семенов, И.П. Ефимов // Вузовская наука в современных условиях: сборник статей ХХХУИ научно-технической конференции / Ульяновск: УлГТУ, 2003. С. 84.

78. Солдаткин, В.М. Методы и средства измерения аэродинамических углов летательных аппаратов / В.М. Солдаткин. — Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2001. 448 с.

79. Солдаткин, В.М. Методы и средства построения бортовых информационно-управляющих систем обеспечения безопасности полета. / В.М. Солдаткин. — Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2004. 350 с.

80. Стандарт. MIL-F-8785B (ASG), August 1969, Flying Qualities of Piloted Airplanes, (извлечения, относящиеся к атмосферной турбулентности).

81. Сухолитко, В.А. Определение роли и места бортовой активной системы безопасности полета на перспективных летательных аппаратах / В.А. Сухолитко // Доклад на конференции МАК, 2001г. (http://www.rusys.ru).

82. Теория автоматического управления / Под. ред. A.B. Нетушила. Учебник для вузов. Изд. 2-ое, доп. И перераб. М.: Высшая школа, 1976. -400 с.

83. Теория и применение цифровой обработки сигналов / Л. Рабинер, Б. Гоулд. М.: Мир, 1978. - 848 с.

84. Техническое задание №17165 на разработку системы воздушных сигналов СВС-В28. ФНПЦ РГПСБ, МВЗ им. М.Л. Миля, 1992 г.

85. Тищенко, A.A. Моделирование при обеспечении безопасности космических полетов / A.A. Тищенко, В.И. Ярополов. — М.: Машиностроение, 1981.- 189 с.

86. Филатов, Г.А. Безопасность полетов в возмущенной атмосфере / Г.А. Филатов, Г.С. Пуминова, П.В. Сильвестров. М.: Транспорт, 1992. - 272 с.

87. Хейфец, М.И. Обработка результатов испытаний. Алгоритмы, номограммы, таблицы / М.И. Хейфец. М.: Машиностроение, 1988 г.

88. Хриган, А.Х. Физика атмосферы / А.Х. Хриган. — Л.: Гидрометеоиз-дат, 1969. — 636 с.

89. Чунтул, A.B. Исследования и оценка значимости современных факторов в авиации снижающих безопасность полетов / A.B. Чунтул. — (http://www.fly-safety.ru/articles/002.htmn.

90. Flight Evaluation Pacer Systems, Inc.Loras II Airspeed System Final Report III, March, 1974.

91. Открытое Акционерное Общество Ульяновское конструкторское бюро приборостроения

92. УТВЕРЖДАЮ директор ОАО «УКБП», ехнических наук1. Макаров H.H. 2008 г.1. АКТо внедрении результатов кандидатской диссертационной работы Семенова Алексея Владимировича

93. Главный конструктор, кандидат технических наук

94. Заместитель генерального дире кандидат технических наук1. Кожевников В.И.1. Деревянкин В.П.1. Главный конструктор1. Белов В.П.