Приведено разделение системы четырех линеаризованных уравнений первого порядка, описывающей продольное движение самолета, на две подсистемы второго порядка. Рассмотрены новая модель, содержащая меньшее число идентифицируемых параметров, и несколько различных преобразований, которые позволяют решить проблему разделения. Показано, что использование статистического анализа остаточных дисперсий оценок параметров позволяет выбрать наиболее подходящее преобразование.

Розглянуто вплив нестаціонарного польоту літака на змінення коефіцієнтів опору та піднімальної сили. Показано, як цей вплив може змінювати траєторію польоту в турбулентній атмосфері. Одержані результати визначають зміни аеродинамічного опору в процесі нестаціонарного польоту.

Запропоновано метод оптимізації прийняття рішень під час планування траєкторії маневрування щодо запобігання потенційно конфліктним ситуаціям з обмеженням мінімально допустимого рівня безпеки, який контролюється і оцінюється з застосуванням композиційного ймовірнісного методу.

Получена аналитическая модель и проанализированы изменения массы и тяговооруженности модифицированного самолета по условию равенства его длины пробега с базовым самолетом.

Разработаны принципы интеллектуальной системы решения сложных логических задач мониторинга полета и прогноза развития летной ситуации. Данная система включает трехмерную цифровую карту местности, спутниковые и инерциальные системы навигации, обеспечивающие информацию о положении и скорости самолета и рельефе местности в районе аэродрома. В системе используется база знаний, описывающая летные ситуации, действия, возможные в каждой летной ситуации, и результаты этих действий. Для того чтобы найти совокупность действий, необходимых для достижения желаемой летной ситуации, используются средства логического вывода. На базе этой информации система формирует ряд заданных траекторий и с помощью бортовой математической модели движения самолета проводит моделирование движения вдоль этих траекторий, используя эквивалентные автопилотные законы управления. На основе результатов этого моделирования проведена оценка реализуемости захода на посадку с облетом препятствий или без. Данную процедуру можно использовать для формирования системы подсказок и рекомендаций экипажу, что позволит значительно расширить интеллектуальные возможности бортовых систем и значительно повысить безопасность полета.

Приведен оперативный метод анализа продольного движения груза (блока), сброшенного с самолета. Метод основан на аналитическом решении системы дифференциальных уравнений для продольного движения летательного аппарата.

Рассмотрен метод оценки вероятностей ошибок первого и второго рода системы поддержки принятия решений на этапе взлета магистрального самолета. Данные вероятности зависят от частоты появления значения контролируемого на взлете параметра (КП) в критической области, что является критерием при принятии системой решения о приемлемости текущей динамики разбега. Для определения данных вероятностей необходимо, во-первых, провести статистическое моделирование как безаварийного взлета, так и взлетов в условиях аварийных ситуаций, с учетом погрешностей всех участвующих в алгоритме контроля взлета параметров. Во-вторых, необходимо назначить границу критической области нахождения КП, которая на основании распределений, полученных в результате статистического моделирования, определяет вероятности нахождения одного измерения КП вне и внутри критической области. В-третьих, необходимо назначить минимальное количество измерений КП, принадлежащих критической области, при котором ситуацию можно с уверенностью расценивать как аварийную.

Получена модель определения взлетной массы и тяговооруженности модификации при условии равенства ее дистанции прерванного взлета с базовым вариантом этого самолета.

Проведен обзор разработанных на сегодняшний день методов контроля динамических характеристик разбега магистральных самолетов. Целью данных методов является внедрение на борт самолета системы, позволяющей на ранних этапах разбега самолета распознавать опасные ситуации и помогать экипажу принимать правильное решение по прекращению/продолжению взлета. Основой методов является сравнение фактических параметров разбега самолета с соответствующими эталонными величинами или/и прогноз той или иной дистанции, проходимой самолетом. Однако, несмотря на интенсивные исследования, ни одна из разработанных систем не была установлена на борт самолетов по причине отказа авиакомпаний. Главной мотивацией отказа является ненадежность систем, связанная с большой вероятностью как их ложного срабатывания, так и пропуска ими опасных ситуаций. В свете возникших в ходе разработок проблем проанализированы недостатки и достоинства некоторых методов.

Предложен новый элемент механизации крыла - щелевой интерцептор, приведена схема его включения на пробеге самолета при посадке, дана количественная оценка сокращения дистанции пробега при использовании щелевого интерцептора.

Запропоновано універсальний підхід до формування алгоритму автоматичного виходу літака на друге коло за критерієм енергетичного швидкісного підйому в каналі руля висоти. Розроблений алгоритм забезпечує цілеспрямований перерозподіл наявної енергії швидкісного підйому в набір висоти та на розгін. У цьому випадку враховано вимогу до мінімального градієнта набору висоти та задану швидкість виходу літака на друге коло залежно від його конфігурації.

Предложены основные концептуальные положения сохранения базовых взлетно-посадочных характеристик при разработке его модификаций.

Описано підхід до розв'язання задачі задання програмного руху під час автоматичного вирівнювання літака. Розглянуто основні вимоги до програми поздовжнього руху літака на етапі приземлення. Запропоновано рекомендації для задання виду закону зміни висоти. Показано алгоритм розрахунку одного із запропонованих, відповідно до рекомендацій, можливих варіантів траєкторії. Синтез такого закону проведено для конкретного літака, виконано комп'ютерне моделювання руху по обчисленій траєкторії.

Рассмотрена общая постановка задачи формирования характеристик силовой установки на режиме реверсирования как задачи нелинейной оптимизации с ограничениями. Исследовано влияние изменения тяги двигательной установки при посадке на длину посадочной дистанции; получены решения уравнений движения самолета при пробеге, представленные в критериальной форме. Рассмотрены основные характерные случаи: значение тяги постоянно, значение тяги прямо пропорционально скорости движения, значение тяги линейно изменяется при переходе от режима полетного малого газа к установившемуся режиму реверсирования. Предложена методика определения посадочной дистанции.

Розроблено методику та алгоритми достовірної оцінки кінематичних параметрів у просторовому русі повітряних суден. Задачу оцінки параметрів зведено до розв'язання задачі послідовної умовної параметричної оптимізації. На прикладі аналізу авіаційної пригоди, що відбулась під час посадки літака, було підтверджено працездатність і ефективність розробленого алгоритму. Запропоновано модифікацію нелінійного фільтра Калмана, що дозволяє визначити оцінки як вхідних, так і вихідних перемінних за наявності у вимірах аддитивних похибок у вигляді нормальних випадкових процесів. Розроблено метод і алгоритм оцінки посадочної маси і центрування літака під час посадки на основі даних засобів об'єктивного контролю і використання процедур математичного моделювання. Працездатність підтверджується на прикладі аналізу конкретної авіаційної події.

Отмечено, что модели продольного движения самолетов относятся к классу жестких систем с наличием быстрых и медленных мод с существенно различными частотами. В связи с этим идентификация моделей динамики этих объектов в пространстве состояний при наличии помех измерений и смещений датчиков представляет собой сложную задачу. Предложена эффективная процедура идентификации этих моделей, основанная на применении методов максимального правдоподобия, стохастической аппроксимации и планирования эксперимента.

Предложен математический алгоритм коррекции работы двигателей самолета на этапе разбега. Алгоритм обеспечивает выдерживание требуемых характеристик разбега с учетом действия возмущений при взлете самолета на пониженных режимах работы двигателей. В основе разработанных математических средств лежит игровой подход к управлению динамической системой. Приведены результаты сравнительного моделирования взлета тяжелого транспортного самолета при наличии возмущений.

Разработан комплексный метод определения аэродинамических характеристик маневренных самолетов с учетом отклонения органов управления креном, который основан на совместном использовании трубного эксперимента, полуэмпирического метода и модифицированного метода дискретных вихрей.

Предложена математическая модель оценки движения самолета на наиболее скоротечном участке его посадочной дистанции на этапе "парашютирования", т.е. в процессе первого удара самолета о взлетно-посадочную полосу. Отличительная особенность предложенной модели состоит в том, что в нее кроме основных параметров планера, шасси и ВПП введен параметр неуравновешенности посадочной массы подъемной силой крыла самолета. Исследована взаимосвязь нового параметра с вертикальной скоростью приземления на основе критерия безотрывности движения самолета в наземных режимах перемещения. Показано, что выбор параметров планера и шасси с учетом такого критерия позволяет сократить длину посадочной дистанции на 90 - 180 м.

Індекс рубрикатора НБУВ: О53-015.66

Рубрики:

Літаки. Літакобудування

Шифр НБУВ: Ж24839 Пошук видання у каталогах НБУВ