автореферат диссертации по приборостроению, метрологии и информационно-измерительным приборам и системам, 05.11.03, диссертация на тему:Синтез алгоритмов пилотажно-навигационного комплекса на основе критерия безопасности взлета широкофюзеляжного самолета

Принятые сокращения.

Условные обозначения.

Введение.

Глава 1 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при взлете.

1.1. Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета на наземном участке взлета.

1.1.1 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при разбеге.

1.1.2 Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета при торможении на взлетно-посадочной полосе.

1.2. Математическая модель движения широкофюзеляжного самолета на воздушном участке взлета.

Выводы к главе 1.

Глава 2 Алгоритмы управления движением самолета на взлетнопосадочной полосе.

2.1. Основные режимы взлета самолета.

2.2. Алгоритм определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета

2.3. Алгоритм определения необходимости аварийного торможения широкофюзеляжного самолета при разбеге по взлетно-посадочной полосе.

2.4. Режимы работы СНВВ ПНК.

Выводы к главе 2.

Глава 3 Алгоритмы управления движением широкофюзеляжного самолета при отрыве от взлетно-посадочной полосы и наборе высоты.:.

3.1. Особенности управления полетом широкофюзеляжного самолета.

3.2. Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета при полете с постоянным углом тангажа ■.

3.3. Алгоритм определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения широкофюзеляжного самолета с переменным углом тангажа.

Выводы к главе 3.

Глава 4 Моделирование СНВВ ПНК.

4.1. Постановка эксперимента.

4.2. Определение величины такта работы СНВВ ПНК.

4.3. Рекомендации по аппаратной реализации СНВВ ПНК.

4.4. Проведение моделирования с учетом фактических летных ситуаций.

Основной тенденцией развития воздушных перевозок в настоящее время является применение широкофюзеляжных самолетов (ШФС). Использование широкофюзеляжной схемы для пассажирских и транспортных самолетов позволяет увеличить число пассажиров на борту, предоставить им наиболее комфортные условия во время перелета, разместить на борту достаточное количество багажа, а в некоторых случаях и попутный коммерческий груз, дают возможность перевозить крупногабаритные грузы, упрощается загрузка самолетов и швартовка грузов. Использование широкофюзеляжных самолетов позволяет снизить интенсивность воздушного движения, оптимизировать нагрузку на персонал аэропортов, повысить эффективность работы аэродромных служб, а также уменьшить удельные затраты на обслуживание пассажиров и грузов.

В настоящее время 90% пассажирских и грузовых авиаперевозок на дальнемагистральных рейсах выполняется широкофюзеляжными самолетами. Их доля на среднемагистральных линиях L = (3000 ~ 7000) км превышает 50%. В настоящее время это наиболее динамично развивающийся класс самолетов для рынка воздушных перевозок.

Некоторые характеристики отечественных и зарубежных широкофюзеляжных самолетов приведены в таблице 1.

Необходимость использования широкофюзеляжных самолетов предъявляет высокие требований к размерам и качеству аэропортов. Большие взлетные массы таких самолетов требуют взлетно-посадочные полосы длиной более LBnn > 2700 м.

Несмотря на оснащение широкофюзеляжных самолетов, мощными маршевыми силовыми установками и развитой механизацией крыла существующие взлетно-посадочные полосы используют практически на пределе их возможностей. Типовая схема взлета ШФС приведена в приложении 1.

Таблица 1.

Некоторые характеристики отечественных и зарубежных широкофюзеляжных самолетов.

Самолет Максимальная взлетная масса, кг Количество, тип двигателей Масса нагрузки, кг Вариант использования Страна и год разработки

1 2 3 4 5 6

Ан-12 61000 4 АИ-20 25000 Транспортно-десантный СССР 1958

Ан-22 225000 4 НК-12МА 60000 Транспортно-десантный СССР 1965

Ан-70 123000 4 Д-27 40000 Транспортно-десантный Украина -Россия 1990

Ан-124 330000 4 Д-18Т 120000 Транспортный Украина -Россия 1985

Ил-76 190000 4 Д-30КП 48000 Транспортно-десантный СССР 1970

Ил-76ТФ 210000 4 ПС-90-76 52000 Транспортный Россия 1990

Ил-96 270000 4 ПС-90А 92000 Пассажирский Россия 1980

А-310 142000 2 CF6-80С2-А2 34200 Пассажирский Франция, Германия 1982

А-320 73500 2 CFM-56 20279 Пассажирский Франция, Германия 1987

Окончание таблицы 1

1 2 3 4 5 6

Boeing-737 52390 2 JT8D-7 12200 Пассажирский США 1967

Boeing-757 123600 2 RB211-535 26700 Пассажирский США 1996

Boeing-767 156789 2 CF6-80A2 80000 Пассажирский США 1990

С-17А 258000 4 F117-PW— 100 78000 Транспортно-десантный США 1990

С-130 79000 4 AE2100D3 20500 Транспортно-десантный США 1954

С-141В 156000 4 TF33-P-7 42000 Транспортно-десантный США 1963

Взлет является одними из наиболее сложных и потенциально опасных режимов эксплуатации самолета, поскольку его отличают:

- нелинейный характер зависимостей большинства аэродинамических характеристик самолета от углов атаки и крена (из-за больших углов атаки и значительного влияния на аэродинамику самолета поверхности Земли);

- зависимость параметров движения самолета в процессе разбега от вида и состояния покрытия взлетно-посадочной полосы, а также от ее рельефа;

- существенное влияния атмосферных условий на работу силовых установок самолета и на несущие характеристики крыла;

- широкий диапазон изменения углов набегающего потока в силовые установки;

- скоротечность этапа взлета по времени.

Вследствие этого на взлетных режимах к экипажу предъявляются повышенные требования по точности управления самолетом, четкости и согласованности действия всех членов экипажа и наземных служб, времени реакции на нештатные ситуации. Это приводит к значительному повышению психофизиологической нагрузки и, как следствие, возрастанию вероятности ошибочных и несвоевременных действий членов экипажа. По данным мировой статистики около 30% всех авиационных происшествий происходит на этапе взлета [13]. Наиболее характерные особые ситуации, происшедшие в процессе взлета за период 1994 - 2001 г., приведены в Приложении 3.

Повышение уровня безопасности полетов и всепогодной эксплуатации ШФС невозможно без автоматизации взлета.

Сложность автоматизации взлета современных широкофюзеляжных самолетов обусловлена:

- не все существенные характеристики самолета и окружающей среды могут быть измерены непосредственно датчиками первичной информации, находящимися на борту самолета (например взлетная масса самолета, коэффициент трения качения шасси с учетом их износа, скорость и направления ветра), более того эти характеристики имеют нестационарный характер и могут изменяться в широких пределах;

- существующие В1111 аэродромов и воздушные «коридоры» в районе аэропортов имеют ограниченный размер, что накладывает жесткие требования на траектории взлета ШФС, поскольку полеты выполняются на небольшой высоте над густонаселенными территориями.

Вследствие этого на этапе взлета возможно возникновение следующих особых ситуаций (ОС):

- на наземном участке траектории - недостаточность длины ВПП для взлета или торможения ШФС в случае прерванного взлета;

- на воздушном участке траектории - столкновение с наземным препятствием вследствие отклонения от штатной траектории набора высоты.

Обе ОС могут привести к тяжелым последствиям.

Анализ особых ситуаций, происшедших на взлете, показывает, что их основными причинами являются:

1. неточные и ошибочные действия членов экипажа;

2. отказ двигателя или снижение силы тяги одной из двигательных установок;

3. несоответствие фактической взлетной массы ее расчетному значению, аэродинамических свойств крыла, фюзеляжа и поверхностей управления установленным требованиям;

4. отказы систем управления ШФС;

5. отказы пилотажно-навигационного комплекса, систем и приборов ШФС.

Вероятность возникновения особых ситуаций вследствие этих причин, существенно зависит от состояния и характеристик аэродромов, метеоусловий, качества наземного обеспечения полетов, регулярности воздушных рейсов.

Выключение или существенное снижение силы тяги силовых установок может быть вызвано:

1. попаданием во входной и направляющий аппарат МДУ посторонних предметов (птиц, гравия, частиц грунта, других посторонних предметов);

2. использованием некондиционных топлив и смазок;

3. отказом элементов конструкции МДУ, а также агрегатов обеспечивающих их работу;

4. ошибочными действиями экипажа.

Несмотря на то, что взлет длиться по времени не более 1взл < (180~300) с, вероятность данных отказов достаточно велика (Приложение 2).

К наибольшему числу ОС на взлете приводит превышение взлетной массы над расчетной величиной. На больших многодвигательных самолетах масса лакокрасочного покрытия достигает Щлкп = 10000 кг и даже более. Вследствие износа в процессе эксплуатации толщина этого покрытия уменьшается и появляется необходимость в его восстановление. Это ведет к увеличению массы самолета, так как предыдущее покрытие полностью не удаляется. Увеличивает массу ШФС и проведение доработок оборудования и элементов планера. В большинстве случаев такие доработки связаны с установкой дополнительных блоков, агрегатов и усиления конструкции планера, что также так же ведет к росту массы. В процессе загрузки самолета, как правило, взвешивается не весь груз, что приводит к недостоверным сведениям о взлетной массе ШФС.

Таким образом, через некоторое время после начала эксплуатации воздушного судна, действительная взлетная масса самолета может составлять тдайвзл = (0,9 -ь 1,1) тРАСВзл

Несущие свойства крыла и хвостового оперения зависят от качества их поверхности и наличия на них снега и льда. Образование на их поверхности даже небольшой пленки ведет к срыву потока и уменьшению несущих свойств, ухудшению управляемости ЛА. Наличие таких образований на поверхности фюзеляжа самолета приводит к увеличению лобового сопротивления и взлетной массы.

Отказы ПНК принципиально могут привести к развитию особой ситуации в сложных погодных условиях, однако высокая кратность резервирования систем ПНК (КР 2) гарантирует, что отказ одной из этих систем не окажет на динамику взлета существенных изменений. В данной работе отказы систем ПНК не рассматриваются.

Как правило, каждая особая ситуация является результатом совпадения нескольких перечисленных выше факторов. Последствия могут усугубляться неправильными действиями экипажа из-за недостоверности информации о развитии аварийной, ситуации, скоротечности процесса ее развития, отсутствия точных стереотипных действий всех членов экипажа. Поэтому автоматизация взлета ШФС является актуальной задачей.

В отличие от существующих работ по данному вопросу [13, 22, 23, 26] все причины, вызывающие возникновение особых ситуаций на взлете ШФС сведены к двум группам:

- отказ двигателя;

- недостоверность первоначальной (исходной) информации о состоянии объекта управления (ШФС).

В качестве объекта для моделирования был выбран широко распространенный в России широкофюзеляжный транспортный самолет Ил-76, оснащенный четырьмя авиадвигателями Д-ЗОКП. Технические характеристики и летные ограничения ШФС приведены в Приложении 3, а двигателя — в Приложении 4.

Для проверки теоретических положений разработанных в данной диссертации использованы эксплуатационные данные самолетов Ил-76МД регистрационные номера RA - 78796, RA - 78816 ФГУП «Госавиакомпания 224 летный отряд» штатно оснащенные системой объективного контроля МСРП-64-2. При моделировании, были учтены дополнительные сведения о зарегистрированных полетах, которые были получены в подразделение обработки полетной информации авиакомпании, результаты опроса членов экипажей самолетов, анализа полетной и эксплуатационной документации. Протоколы обработки этих полетных данных программой, обработки полетной информации «Лидер - 76» приведены в Приложении 5.

Данная диссертация посвящена автоматизации процесса взлета, что в конечном итоге приводит к повышению безопасности взлета широкофюзеляжного самолета, имеющих взлетную массу более шВзл^50000кг, при отказе одной из маршевых турбореактивных силовых установок и возможной недостоверности исходной информации о шВз, состоянии ВПП и т. д.

С этой целью разработана структура специализированного цифрового вычислителя ПНК, обеспечивающего в процессе взлета ШФС выполнение следующих задач:

- определения координат точки принятия решения на прекращение взлета при отказе одной силовой установки, превышения взлетной массы, изменения характеристик движения самолета и прогнозирование оптимальной траектории движения ШФС при экстренном торможении на ВПП;

- определение возможной безопасной траектории движения самолета с одним отказавшим двигателем при наборе высоты после его отрыва от ВПП;

- выдачу сигнализации экипажу об отклонении траекторных и скоростных характеристик движения самолета от штатных (расчетных).

В основу решения всей совокупности перечисленных задач в бортовом ПНК положено моделирование по разработанным алгоритмам в ускоренном масштабе времени математических моделей фактических ситуаций при взлете ШФС с использованием априорной и текущей информации, получаемой от бортовых измерительных систем. С этой целью в диссертации разработаны алгоритмы:

- определения эквивалентной взлетной массы;

- определения прогнозируемой величины скорости на заданном расстоянии от местоположения ШФС;

- определения необходимости аварийного торможения ШФС при разбеге по ВПП;

- определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения JIA при полете с постоянным углом тангажа;

- определения прогнозируемой высоты полета на заданном расстоянии от местоположения JIA с переменным углом тангажа.

ОБЪЕМ РАБОТЫ. Диссертационная работа состоит из введения, четырех разделов, заключения и приложений. Работа содержит 180 страниц, в том числе таблиц 17, рисунков 90, список литературы из 42 наименований и 6 приложений.

Выводы к главе 3

1. Разработаны алгоритмы набора высоты в зависимости от различных законов управления углом тангажа.

2. Сделан вывод о необходимости реализации параллельного просчета различных алгоритмов набора высоты с последующим их сравнением в СНВВ ПНК для определения оптимального.

3. Алгоритм набора высоты с постоянной скоростью является наиболее простым и надежным для выполнения, но не всегда оптимальным.

4. Существует наибольшая высота которая может быть набрана на заданном расстоянии при использовании маневра в продольной плоскости. При невозможности преодоления препятствия по курсу взлета необходимо осуществить экстренное торможение (если ШФС еще не оторвался от ВПП) либо выдать экипажу сигнализацию о необходимости облета препятствия с использованием бокового маневра.

Глава 4. Моделирование СНВВ ПНК

Целью данной главы явилась проверка адекватности разработанных выше математических моделей движения ШФС (на примере ШФС типа Ил-76) и работоспособность предложенных в данной диссертации алгоритмов работы ПНК взлета. Проверка была проведена в два этапа. На первом этапе выполнено математическое моделирование ПНК взлета на персональной электронной вычислительной машине (ПЭВМ). На втором этапе было проведено моделирование работы ПНК с учетом фактических летных ситуаций, в процессе которого были проверена модель работы ПНК взлета применительно к ШФС типа Ил-76.

Целью проведения математического моделирования ПНК взлета было:

- определение величины такта работы БЦВМ ПНК взлета;

- выработка рекомендаций к аппаратной реализации ПНК взлета.

Моделирование работы ПНК с учетом фактических летных ситуаций было проведено на основании записей параметров чартерных полетов при перевозке народнохозяйственных грузов выполненных в течение 1998 самолетами Ил-76МД RA-78796 и RA-78816 (Приложение 5). Для этого были использованы материалы объективного контроля зарегистрированные бортовыми системами объективного контроля МСРП-64М2, штатно установленные на эти самолеты.

Целью проведения натурного эксперимента было:

- подтверждение возможности определения эквивалентной взлетной массы по параметрам движения ШФС;

- подтверждение адекватности математических моделей движения реальным полетам ШФС;

- подтверждение возможности использования разработанных выше алгоритмов для прогнозирования движения ШФС;

- оценка погрешностей прогноза движения ШФС.

4.1. Постанова эксперимента

Моделирование движения ШФС и работы ПНК взлета было выполнено на ПЭВМ класса PC Intel Pentium. Для решения систем диффереренциальных уравнений в процессе моделирования был применен метод Рунге-Кутта четвертого порядка с фиксированным шагом, реализованный в оригинальной программе, написанной автором на алгоритмическом языке Паскаль с использованием среды разработки Delphi 5 (Приложение 6).

Были исследованы следующие режимы работы ПНК:

- определение массы ШФС;

- прогнозирование дистанций взлета, набора высоты, остановки при торможении;

- принятия решения на начало торможения.

Режим определения массы ШФС был исследован при движении ШФС по ВПП в диапазоне скоростей разбега V=( 16,7-30,1) м/с. Для определения массы ШФС были использованы следующие зависимости:

Режим прогноза дистанций взлета, набора высоты и остановки при торможении был исследован на скоростях разбега от момента окончания определения массы ШФС до его отрыва от ВПП (диапазон скоростей разбега V=30,1-75,8 м/с).

При расчете всех дистанций принималось, что масса ШФС с момента окончания определения (уточнения) массы до окончания взлета является величиной постоянной m=const. jg Для расчета дистанции разбега и торможения было использовано следующее соотношение: dV at у4 + (а2 t+ а3 )у3 + (а4 t+ а5 )у2 + (a6t + а7 )V + (a8t + а9 ) dt t>! + b2 V21 + b3 Vt + b4t

Коэффициенты для разбега равны: a1=-2D2C?f; а2=0; а3 = -(2D2CiCo + DiCi-fXPCi)^ + BiAi; а4 = gBjAjCs^Bnn +fTP cos9Bnn); а5 =-(D2 cJ + DA+Do-fTpCo^ + B^o+BoA,; а6 = g(B,A0 +B0A1)(sin9Bnn + fTPcoscpBnn);

Г» a7 = А^соэфр +fTPsin9P) + B0A0; a8 = gB0A0(sin9Bnn +fTPcos9Bnn); a9 = A0 (cos фР + fXP sin фР ) - m0g(cos фвпп + fTP sin фвпп ); bi =m0; Ь^-ЗВ^; b3 =-2(B1A0+B0A1); b4 =-B0A0.

Коэффициенты для торможения равны: ai =-2D2 а2=0; a, =-(2D2CiCO + DICI-jicCI)—+ В1А1; # а4 = gB,Aj(sinp впп ЦС С08фвпп); a s = -(D2 Cl + D,C0 + D0 - цсС0) & + B, A0 + B0 Ax; a6 =g(B1A0+B0A1)(sincp

ВПП a7 = ~A. (coscpp + цс sin фр) + B0A0; as=gB0A

0 (sin(pBnn + jj,ccos<pBrai ); a9 = A (cos Фдв + ^c sin Фдв)" m0g(cos фвпп + цс sin фвпп); bj =m0; b2=-3B,A,; b3=-2(B1A0+B0A1); b4 =-B0A0.

В качестве начальных условий расчетов были приняты скорость и расстояние от точки старта.

Для прогноза дистанции набора высоты была использована следующая система дифференциальных уравнений: £Pcos((pP +а)-Х

У = ш gsinG, ч

1(gPsin(<pP+a) + Y)cosrgcos9)) V ш

L- VcosG, H = Vsin9.

В качестве начальных условий были приняты скорость отрыва и расстояние от точки старта. J

4.2. Определение величины такта работы СНВВ ПНК

Для определения частоты дискретизации решения уравнений прогнозирования движения ШФС был выполнен расчет образцового разбега с разным шагом решения уравнений при следующих начальных условиях: масса ШФС m = 167000 кг, сила тяги четырех двигателей Д-ЗОКП Р = 480000 Н, коэффициент трения frp = 0,03, атмосферное давление р = 101300 Па, температура атмосферы Т = 265 К. Начальная скорость V = 27,69 м/с (99,69 км/ч) принята из соображений окончания периода определения эквивалентной взлетной массы и начала прогнозирования расстояния до точки взлета. Расчеты были проведены в диапазоне шага h=l~0,01 (с) решения дифференциальных уравнений движения ШФС методом Рунге-Кутта четвертого порядка. Результаты измерений представлены в таблице 4.

Заключение

Основной тенденцией воздушных перевозок в настоящее время является увеличение использования ШФС для перевозки пассажиров и грузов. Они требуют для своего базирования и применения аэропортов с протяженными ВПП с соответственным аэродромным обеспечением. Применение самолетов, перевозящих за один рейс большое число пассажиров и грузов, приводит к высоким требованиям по обеспечению безопасности полетов. Особенно это требование стало актуально в последние годы из-за увеличения интенсивности воздушного движения и уменьшения в связи с этим интервалов взлета и посадки самолетов. Это привело к увеличению психофизической нагрузки на членов экипажа. ШФС, диспетчеров и наземный обслуживающий персонал аэропортов.

Повышение уровня безопасности полетов и всепогодной эксплуатации ШФС невозможно без автоматизации взлета.

В диссертации рассмотрены причины возникновения и способы предотвращения следующих особых ситуаций, которые могут привести к тяжелым последствиям:

- на наземном участке траектории - недостаточность длины ВПП для взлета или торможения ШФС в случае прерванного взлета; на воздушном участке траектории - столкновение с наземным препятствием вследствие отклонения от штатной траектории набора высоты.

В отличие от существующих работ по данному вопросу [13, 22, 23, 26] все причины, вызывающие возникновение особых ситуаций на взлете ШФС сведены к двум группам: -отказ двигателя;

-недостоверность первоначальной (исходной) информации о состоянии объекта управления (ШФС).

В качестве объекта для моделирования выбран широко распространенный в России широкофюзеляжный транспортный самолет Ил

76, оснащенный четырьмя авиадвигателями Д-ЗОКП. Для проверки теоретических положений разработанных в данной диссертации использованы эксплуатационные данные самолета Ил-76МД RA - 78796, RA - 78816 ФГУП «Госавиакомпания 224 летный отряд» штатно оснащенного системой объективного контроля МСРП-64-2.

С этой целью разработана структура специализированного цифрового вычислителя ПНК, обеспечивающего в процессе взлета ШФС выполнение следующих задач:

- определения координат точки принятия решения на прекращение взлета при отказе одной силовой установки, превышения взлетной массы, изменения характеристик движения самолета и прогнозирование оптимальной траектории движения ШФС при экстренном торможении на ВПП;

- определение возможной безопасной траектории движения самолета с одним отказавшим двигателем при наборе высоты после его отрыва от ВПП;

- выдачу сигнализации экипажу об отклонении траекториях и скоростных характеристик движения самолета от штатных (расчетных).

Разработаны алгоритмы функционирования СНУ ПНК на основе критериев безопасности взлета широкофюзеляжного самолета. Определены наиболее значимые факторы, влияющие на адекватность математической модели взлета самолета. Обоснована возможность определения взлетной массы самолета на основе измерения параметров его движения по взлетно-посадочной полосе. Разработаны алгоритмы прогнозирования дальнейшего движения. ШФС с использованием моделирования в ускоренном масштабе времени.

Математическое моделирование подтвердило правильность построения ПНК взлета по алгоритмам, представленным в данной диссертации.

Приведены рекомендации по аппаратной реализации предложенной схемы построения ПНК взлета. 4

1. Агдамов Р. Н., Дмитриев С. В., Шибанов Г. П. Автоматизация испытаний и контроля авиационных ГТД. М.: Машиностроение, 1977. - 279 с.

2. Аэродинамика и динамика полета неманевренных самолетов. М.: Воениздат, 1983.-400 с.

3. Аэродинамические характеристики Ил-76. М.: КБ им. Ильюшина, 1988, -250 с.

4. Бахвалов Н. С. Численные методы. М.: Наука, 1987. - 598 с.

5. Браславский Д. А., Логунов С. С., Пельпор Д. С. Авиационные приборы и автоматы. М.: Машиностроение, 1978. - 432 с.

6. Патент RU № 2158905. Устройство для определения взлетной массы самолета / А. И. Брылев // Бюллетень Российского агентства по патентам и товарным знакам.-2000.-№31.fg 7. Патент RU № 2196967. Устройство для определения взлетной массы самолета

7. А. И. Брылев // Бюллетень Российского агентства по патентам и товарным знакам. 2003. - № 2.

8. Брылев А. И., Окоемов Б. Н. Использование бортовой ЭВМ для контроля параметров движения тяжелого транспортного самолета на взлете // Вестник МГТУ. Приборостроение. 1999. - № 1. - С. 115-119.

9. Брылев А. И., Окоемов Б. Н. Автоматизация начального набора высоты при взлете транспортного самолета с одной отказавшей силовой установкой

10. Вестник МГТУ. Приборостроение. 2002. - № 4. - С. 3-12.

11. Ю.Бюшгенс Г. С., Студнев Р. А. Аэродинамика самолета. М.: Машиностроение, 1978.-349 с.

12. П.Васин И. С., Егоров В. И., Муравьев Г. Г. Аэродинамика самолета Ил-76Т. -М.: Транспорт, 1983. 166 с.

13. Вентцель Е. С., Овчаров Л. А. Теория вероятностей и ее инженерные приложения. М.: Наука, 1988. - 349 с.

14. Воробьев В. М. Надежность и эксплуатация систем управления механизацией крыла воздушных судов. Киев: КНИГА, 1989. - 158с.

15. М.Горецкий JI. И. Эксплуатация аэродромов. М.: Транспорт, 1986. - 280 с.

16. Груневич А. С., Долгов В. А., Елисеев В. И. Оценка эффективности мероприятий по обеспечению надежности радиоэлектронной аппаратуры. -М.: Советское радио, 1976. 135 с.

17. Гуттер Р. С., Овчинский Б. В. Элементы численного анализа и математической обработки результатов опыта. М.: Издательство физико-математической литературы, 1962. - 355 с.

18. Глобальная спутниковая радионавигационная система ГЛОНАСС /Под. ред. В.Н.Харисова, А. И. Петрова, В. А. Болдина М.: ИПРЖЛ, 1998. - 400 с.

19. Двигатель Д-ЗОКП-2. Инструкция по технической эксплуатации. М.: Издательство Министерства обороны СССР, 1989. — 600 с.

20. Демидович Б. П., Марон И. А., Шувалова Э. 3. Численные методы анализа. -М.: Физматгиз, 1962. 256 с.

21. Диагностирование и прогнозирование технического состояния авиационного оборудования / Под ред. И. М. Синдеева М.: Транспорт, 1984. 191 с.

22. Жулеев В. И., Иванов В. С. Безопасность полетов летательных аппаратов. -М.: Транспорт, 1986. 224 с.

23. Инструкция экипажу по летной эксплуатации самолета Ил-76. Ташкент: ТАПО им. В. Чкалова, 1977. - 600 с.

24. Инструкция по определению признаков отказа двигателя НК-12МА по материалам объективного контроля / И. Н. Александров, А. И. Брыл ев. — Иваново: в/ч 48231,1997. 12 с.

25. Инструкция по расчету расхода топлива по материалам объективного контроля / А. И. Брыл ев, Е. А. Смирнов. Тверь: в/ч 21322,1999. - 14 с.

26. Козиоров JI. М., Пономаренко В. А., Сильвестров М. М. Автоматизация управления летательных аппаратов с учетом человеческого фактора. М.: Машиностроение, 1986. - 184 с.

27. Котельников Г. Н., Лысенко М. И., Радченко М. И. Динамика и безопасность полетов. Киев: Вища школа, 1989. - 336 с.

28. Котик М. Г. Динамика взлета и посадки самолетов. М.: Машиностроение, 1984.-256 с.

29. Красовский А. А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. М.: Наука, 1973. - 560 с.

30. Курс теоретической механики / Под ред. К. С. Колесникова- М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2000. 735 с.

31. Линчин И. Н., Линчин Л. И. Надежность самолетных навигационно -вычислительных устройств. М.: Машиностроение, 1973. - 196 с.

32. Лозицкий Л. П., Степаненко В. П., Студеникин В. А. Практическая диагностика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 1985. -102 с.

33. Майоров А. В., Москатов Г. К., Шибанов Г. Л. Безопасность ^ функционирования автоматизированных объектов. — М.: Машиностроение,1988.-264 с.

34. Михалев И. А., Окоемов Б. Н., Гласко В. Н. Расчет элементов автопилота: Учебное пособие. М.: МВТУ, 1985. - 44 с.

35. Системы автоматического и директорного управления самолетом

36. И. А. Михалев, Б. Н. Окоемов, И. Г. Павлина и др. М.: Машиностроение, 1974.-232 с.

37. Михалев И. А., Окоемов Б. Н., Чикулаев М. С. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987. - 240 с.

38. Музалев Г. А. Вероятностные основы авиационного оборудования. М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1991.-246 с.

39. Пачеко К., Тейксейра С. Deiphi 5. Руководство разработчика. М.: Вильяме, 2000.-831 с.

40. Чемберовский О. А., Топчеев Ю. И., Самойлов Г. В. Общие принципы проектирования систем управления. М.: Машиностроение. 1972. - 416 с.