Скорость изменений в беспилотной авиации столь велика, что самые последние разработки в этой сфере устаревают, не успев пройти стадию технического проекта. Это, вероятнее всего, произойдет и с ведущимися сейчас в Российской Федерации работами по созданию систем управления беспилотным воздушным движением в рамках Национальной технологической инициативы и других госпрограмм, поскольку они нацелены на логистику доставок сравнительно крупных (десятки килограммов) грузов, тогда как главный сегодняшний вызов для беспилотного воздушного движения обусловлен тем, что доставка авиадронами мелких онлайновых покупок является ближайшим будущим массового ритейла. Это означает миллиарды воздушных доставок в год при помощи малых беспилотников, движущихся по произвольным, непредсказуемым траекториям без управления операторами, с конфликтами, в которых участвуют десятки и сотни дронов-доставщиков. Такая перспектива не согласуется с ведущимися разработками и требует концептуально новых решений. В статье предлагаются основные тезисы концепции управления беспилотным воздушным движением, учитывающей современные реалии цифрового общества, сформирована алгоритмическая основа автоматического разрешения конфликтов малых автономных авиадронов – основанный на линейном математическом программировании математический аппарат оптимального решения задачи безопасного пролета дронами зон массовых конфликтов.

Представлены методологические основы решения проблемы безопасности полетов воздушных судов оперативно-тактической авиации в условиях влиянии когерентных вихревых структур в атмосфере на наиболее сложных этапах полета: взлет и посадка на аэродромах совместного базирования, в том числе в составе группы или на горных аэродромах, дозаправка топливом в воздухе и групповой полет. Решение этой проблемы может быть основано на следующих частных задачах: формировании когерентных вихревых структур, их влиянии на аэродинамику воздушного судна, использовании теоретических методов оценки безопасности полетов. Вводятся понятия «аэродинамическое свойство воздушного судна», «система "Аэродинамические свойства воздушного судна – когерентные вихревые структуры – безопасность полетов"». Определены показатели компонент системы и их связь в системе. Указано, что качественное и количественное значение этих показателей являются основой для поиска условий обеспечения безопасности полетов с допустимой вероятностью. Доказано, что важными характеристиками для воздушных судов оперативно-тактической авиации можно считать зависимости располагаемого времени вмешательства и коэффициента запаса располагаемого момента крена, полученные в условиях влияния когерентных вихревых структур.

В настоящее время в России существуют различные документы, утвержденные постановлениями Правительства Российской Федерации, направленные на повышение авиатранспортной связанности регионов и мобильности населения. Одним из способов решения данной задачи может стать создание нового сверхзвукового гражданского самолета. Среди многих вызовов, связанных с проектированием, изготовлением и эксплуатацией таких самолетов, важное место занимает проблема обеспечения безопасности полетов, что решается с помощью разработки и внедрения систем управления безопасностью полетов разработчиков, изготовителей и эксплуатантов гражданских воздушных судов. Важным условием эффективного управления рисками при эксплуатации сверхзвукового гражданского самолета является наличие полного перечня факторов опасности, их источников и угроз. Его разработка должна основываться на анализе опыта эксплуатации сверхзвукового гражданского самолета, изучении особенностей сверхзвукового полета, ознакомления с проектами сверхзвуковых гражданских самолетов. Риски при эксплуатации неразрывно связаны с рисками, возникающими при разработке и изготовлении самолета. В связи с этим в настоящей работе сделана попытка создания базового перечня факторов опасности, связанных с деятельностью разработчика перспективного сверхзвукового гражданского самолета. Анализ особенностей конструкции и эксплуатации сверхзвукового гражданского самолета, выполненный на основе открытых источников, показал, что существуют специфические явления, возникающие при сверхзвуковом полете, которые необходимо учитывать при разработке перечня факторов опасности. К таким явлениям относятся: волновое сопротивление, сдвиг центра давления и фокуса назад, уменьшение эффективности несущих поверхностей, звуковой удар и др. При создании перечня факторов опасности, связанных с деятельностью разработчика, следует учитывать, что разработчик должен обеспечить выпуск документации для изготовления воздушного судна, обладающего летной годностью на уровне, не ниже заданного в нормах летной годности. Однако действующие в настоящее время Нормы летной годности самолетов транспортной категории не учитывают особенности эксплуатации самолетов на сверхзвуковых скоростях полета, что является одним из источников факторов опасности. В связи с этим в настоящей работе предложен примерный базовый перечень факторов опасности, источников и угроз при разработке сверхзвукового гражданского самолета, непосредственно влияющих на его эксплуатацию. Оценка же риска должна выполняться непосредственно в организации эксплуатанта с использованием утвержденных в его Системе управления безопасностью полетов процедур и инструментария. 

Современные малоразмерные беспилотные воздушные суда (БВС) выполняют широкий спектр задач, что требует от них высокой эффективности в различных, часто противоречивых, режимах полета. Аэродинамические профили, оптимизированные под один конкретный режим, демонстрируют неоптимальные характеристики в других, что ограничивает общие летные возможности судна. Перспективным решением данной проблемы является использование адаптивного крыла, способного изменять свою форму в полете. В данной работе представлен метод упрощенной многокритериальной оптимизации профиля такого адаптивного крыла. Для преодоления вычислительной сложности классического подхода с построением фронта Парето, особенно при большом количестве режимов полета, многокритериальная задача была сведена к однокритериальной форме. Это достигнуто с помощью метода взвешенной суммы целевых функций, которые были нормализованы по эталонным (идеальным) значениям коэффициента лобового сопротивления. Расчет весовых коэффициентов осуществлен на основе физического параметра – числа Рейнольдса, что позволяет сфокусировать оптимизационный алгоритм AeroSandBox на наиболее важном, крейсерском режиме. Геометрия профиля параметризована методом класса-формы (CST), а для быстрых и точных аэродинамических расчетов использовался инструмент NeuralFoil на основе физически информированного машинного обучения. В работе решены две оптимизационные задачи: для двух и четырех режимов полета. Результаты двухточечной оптимизации качественно и количественно согласуются с данными, полученными независимо более сложными методами. Показано, что использование идеализированного механизма адаптации кривизны обеспечивает достижение компромиссным профилем 82,7–87,5% от аэродинамического качества эталонных профилей, оптимизированных для каждого режима в отдельности. Предложенный метод демонстрирует снижение вычислительных затрат при сохранении высокой эффективности проектных решений. 

В работе рассматривается актуальная задача обнаружения атак нулевого дня в корпоративных информационных системах авиапредприятий, относящихся к объектам критической информационной инфраструктуры. Показано, что традиционные сигнатурные средства защиты, включая классические системы обнаружения вторжений (IDS), обладают фундаментальной ограниченной эффективностью в условиях ранее неизвестных и целенаправленных кибервоздействий, что подтверждается реальными инцидентами в авиационном секторе. Поиск эффективных средств детектирования атак нулевого дня, а также комплексных целенаправленных воздействий (APT) остается актуальным, поскольку их скрытность и уникальность сводят к минимуму эффективность сигнатурных методов обнаружения. В данной работе предложена нейросетевая модель обнаружения вторжений, ориентированная на применение в центрах обеспечения безопасности (SOC) авиапредприятий и основанная на методах глубокого неконтролируемого обучения. Модель реализована в виде глубокого автоэнкодера, обучаемого исключительно на легитимном сетевом трафике, что позволяет формировать устойчивое представление нормального поведения системы и выявлять статистические отклонения без предварительного знания сигнатур атак. Экспериментальная валидация проведена на наборе данных CICIDS2018 с использованием метрик F1-score, ROC-AUC, precision и recall. Предложенный подход продемонстрировал F1-меру 0,81 и ROC-AUC 0,844, превысив показатели классических алгоритмов неконтролируемого обнаружения аномалий (Isolation Forest и One-Class SVM). Полученные результаты подтверждают применимость разработанной модели в качестве проактивного аналитического компонента гибридных систем обнаружения вторжений и ее потенциал для повышения киберустойчивости информационных систем авиационного сектора. Модель может быть интегрирована в существующие SOC-платформы авиапредприятий для дополнения сигнатурного анализа поведенческим контекстом.

Статья посвящена вопросу применения имитационной модели гидравлической системы и исполнительных устройств системы управления в процессе эксплуатации самолета. Сформулирована актуальность использования имитационных моделей в процессе эксплуатации самолета или при его проектировании. Представлены результаты работы по созданию Simulink-моделей контура питания гидравлической системы и потребителей в канале крена и тангажа для проведения анализа изменения параметров самолета в полете при отклонениях от номинального режима работы агрегатов системы. Рассмотрен процесс разработки имитационной модели внешнего воздействия на шток рулевого привода. Представлена интеграция имитационной модели гидравлической системы и рулевых приводов в модель пространственного движения самолета. Рассмотрен процесс создания управляющего воздействия, основанного на работе PID-регулятора. Представлены результаты имитационного моделирования изолированной работы рулевых приводов и гидравлической системы, на основе которых определены внешние и внутренние факторы, влияющие на отклонение рулевых поверхностей, определена нагрузочная характеристика рулевого привода на различных режимах работы гидравлической системы. Проведены имитационное моделирование фигуры пилотажа «боевой разворот» на различных режимах работы гидросистемы, по результатам которого сделаны выводы о влиянии отказов в работе системы на параметры полета самолета, а также анализ результатов моделирования с учетом функционирования модели гидросистемы и без учета этого функционирования. Сделан вывод о целесообразности применения разработанной имитационной модели гидросистемы и рулевых приводов в процессе эксплуатации и на этапе разработки самолетов. 

Рассматривается диапазон дозвуковых скоростей. Исследование интерференции передних и задних несущих поверхностей сосредоточено на оценке двух факторов: степени увеличения нормальной силы системы «крыло – оперение» из-за положительной нормальной силы, создаваемой оперением, и роли этой силы в суммарной нормальной силе. Используется метод дискретных вихрей. Анализ проводится для крыла и переднего горизонтального оперения прямоугольной формы. Шаг разбиения по размаху принят единым для передней и задней несущих поверхностей. Это позволяет избежать искажения получаемых результатов. Все панели крыла и оперения рассматриваются как единая вихревая система, и положение расчетных точек определяется в единой системе координат. Учитывается вертикальное смещение вихря, сходящего с оперения, относительно крыла. Формируется единая система уравнений. Учитывается различие углов атаки передней и задней несущих поверхностей. Анализируется распределение нормальной нагрузки по размаху крыла. Определяются значения коэффициентов нормальной силы для изолированного крыла и для крыла с учетом интерференции с оперением. Отмечено сильное влияние относительного размаха оперения на распределение нормальной силы по размаху крыла. Это находит отражение как в величине нормальной силы, создаваемой крылом, так и во вкладе крыла в общую нормальную силу системы «крыло – оперение». По мере увеличения относительного размаха оперения или угла его отклонения оперение начинает играть основную роль в создании нормальной силы. Аэродинамическая компоновка при этом приобретает признаки схемы «поворотное крыло». Установлено также, что во всех исследованных случаях оперение вносит заметный вклад в суммарную величину нормальной силы.