Предстоящий переход на новое поколение элементов системы управления воздушным движением - АЗН-В - поставил ряд задач, связанных с подтверждением целостности получаемых данных, с определением их точностных характеристик. Используемые до настоящего времени системы радиолокационного наблюдения хорошо зарекомендовали себя, и вопрос преемственности, естественно, ассоциируется с сопоставлением данных этих двух регистрирующих систем. Невязки (различия) в показаниях АЗН-В и радиолокационных данных являются дополнительным источником информации о надежности и точности их измерений. Здесь вопрос заключается в том, как извлечь эту информацию. В статье анализируются устойчивые особенности вероятностного распределения (гистограммы) этих невязок, полученных в «Филиале ГосНИИ ГА «Аэронавигация» при анализе наблюдений за полетами ВС в московском регионе. Наличие асимметрии в этих гистограммах предлагается трактовать как присутствие некомпенсированной задержки при передаче данных АЗН-В, характерное для определенной доли ВС в воздушном пространстве России. Акцент на «территориальную принадлежность» эффекта связан с тем, что о зарубежных работах, посвященных рассматриваемому феномену, нам неизвестно. В соответствии с высказанной гипотезой была построена математическая модель процедуры измерения, где в качестве параметров, подлежащих оценке, были выбраны: среднее значение величины некомпенсированной задержки и ожидаемая доля ВС, характеризуемая этим дефектом. Значения искомых параметров были найдены из условия минимума «расстояния» межу экспериментальной гистограммой и соответствующей модельной аналитической зависимостью. Проделанные оценки показали, что порядка 30 % ВС из общего числа наблюдавшихся передают свои координаты с дополнительной средней ошибкой в 75 м.

Причины большинства авиационных происшествий обусловлены проявлениями личностного фактора летного состава при производстве полетов. В связи с этим возникает вопрос - почему одни и те же хорошо известные опасные факторы, в природе которых лежат психофизиологические особенности и ограничения, присущие конкретному индивиду, управляющему летательным аппаратом, продолжают самым негативным образом влиять на безопасность полетов. Объясняется это тем, что на протяжении всего периода развития авиации решались задачи обеспечения безопасности полетов, а задачам обеспечения безопасности конкретного полета и управления безопасностью конкретного полета не уделялось должного внимания. При создании основ построения современной системы безопасности полетов основным объектом воздействия необходимо определять первичную авиационную систему, ее главными элементами являются конкретный летчик и конкретное воздушное судно, на котором он выполняет полет. При такой расстановке приоритетов в вопросах безопасности полетов на первый план выходит личность конкретного летчика как центрального элемента пилотируемой авиационной системы. В этом случае становится очевидной необходимость системного учета личностных качеств данного летчика, способных повлиять на безопасность полета, - то, что на языке авиационных специалистов называют «личностным фактором». Личностный фактор, по сути, является составным элементом человеческого фактора, поэтому реальная возможность контролировать человеческий фактор летного состава авиационных формирований появится при условии контроля личностного фактора каждого конкретного летчика. А для этого необходимо применять личностно-ориентированный подход к оценке и управлению состоянием авиационной системы.

Согласно требованиям международных и государственных нормативных документов, все эксплуатанты воздушных судов (ВС) должны иметь внедренные и постоянно развивающиеся системы управления безопасностью полетов (СУБП). Функции СУБП можно распределить по двум контурам управления: обеспечение безопасности полетов (БП) и управление риском (УР). Если процедуры контура обеспечения БП можно считать изученными и реализуемыми в условиях эксплуатации, то контур УР нуждается, во-первых, в определенности и однозначности используемых терминов, во-вторых, в научно-методологическом обеспечении обязательных процедур, единых для всех эксплуатантов ВС. Во избежание неоднозначности представления и реализации процесса УР в статье приведены основные стандартные определения, используемые в рассматриваемой методологии количественного оценивания риска. Методология предусматривает оценивание вероятности авиационного события некоторого типа (тяжести) двумя способами: либо через статистическую вероятность (частоту) этого типа событий по факту (если события имели место в оцениваемом периоде); либо через вычисленную статистическую вероятность события менее тяжкого типа и условную вероятность развития более тяжкого события. В формулах, приведенных для вычисления вероятностей, использован ранее разработанный метод косвенного оценивания вероятности авиационных происшествий и актуализированные по новой статистике соотношения количества событий разного типа тяжести по каждой группе причинных факторов: «человеческому фактору», «ВС» и «среде». Для количественного оценивания уровня риска предложена обновленная и апробированная в СУБП авиакомпании «ЮТэйр» матрица оценки рисков, построенная на базе матрицы ИКАО, адаптированной к процессу управления уровнем риска для БП. Методология обеспечивает выполнение требований Постановления Правительства РФ от 18.11.2014 № 1215 всеми эксплуатантами ВС, область ее применения может быть расширена до СУБП всех поставщиков авиационных услуг при учете соответствующей специфики предоставляемых услуг.

Авиация - одна из ведущих отраслей экономики развитых стран. Развитие авиации непосредственно связано со стратегическими интересами любого государства. Развитие рыночных отношений в этой сфере предполагает развитие и совершенствование методов стимулирования труда, оплаты труда работников авиакомпаний, прежде всего летного состава. От политики в области оплаты труда в значительной мере зависит эффективность деятельности авиапредприятия. Заработная плата является важным стимулом эффективной работы авиакомпании, но в настоящее время во многих компаниях методы оплаты труда летного состава не в полной мере соответствуют современным требованиям. В статье представлены основные формы и системы оплаты труда летного состава. Отмечена необходимость совершенствования системы оплаты труда и стимулирования летного состава. Автором предлагаются практические решения в этом направлении.

В статье предложена методика проектирования системы «руль - привод», направленная на обеспечение безопасности от флаттера органа управления - аэродинамического руля и устойчивости системы «руль - привод». Флаттер руля представляет собой динамическую форму потери аэроупругой устойчивости; потенциальная возможность возникновения колебаний в системе «руль - привод» связана с аэроупругим взаимодействием органа управления и привода в полете. Реализация данных требований в процессе разработки маневренного беспилотного летательного аппарата (БЛА) является необходимым условием создания аппарата, безопасного от аэроупругих явлений. Важным этапом проектирования аэроупругой системы «руль - привод» является согласованный выбор параметров подсистем: руля и привода, удовлетворяющих требованию устойчивости проектируемой системы. Для решения этой задачи предлагается итерационный метод, базирующийся на использовании линеаризованной или нелинейной моделей исследования устойчивости системы «руль - привод», разработанных авторами. Согласно данному методу решение задачи согласования параметров подсистем руля и привода предполагает несколько этапов. Сначала выполняется анализ устойчивости системы, и в случае ее неустойчивости (или отсутствия необходимых запасов устойчивости) разрабатываются эффективные меры, нацеленные на обеспечение устойчивости проектируемой системы. В зависимости от выбранных мер решаются новые задачи проектирования подсистем руля или привода, в которых дополнительно учитываются ограничения, налагаемые требованием устойчивости системы. Изложение основ методики проектирования аэроупругой системы «руль - привод» сопровождается примером согласования параметров аэродинамического руля и привода электромеханического типа, в котором устойчивость аэроупругой системы обеспечивается за счет коррекции характеристик конструкции руля.

Современные и перспективные задачи робототехники с управлением от систем искусственного интеллекта требуют применения малогабаритных измерительных устройств. В этом случае хорошую перспективу имеют интенсивно разрабатываемые квантовые датчики и квантовые компьютеры. Их основным преимуществом является способность успешно обрабатывать данные случайных процессов с разложением сложных функций на простые множители, а также их малые габариты и способность передавать данные на большие расстояния без проводов. Данные, передаваемые по квантовым линиям связи, невозможно ни скопировать, ни перехватить, что очень полезно при удаленном управлении сложными техническими системами. По результатам анализа вероятностных зашумленных данных квантовый компьютер способен быстро выработать оценку технического состояния сложной системы. При этом нет необходимости перебирать все возможные варианты решения задачи оценивания с огромным количеством входных данных, некоторые из которых иногда могут быть не определены. Основной проблемой в исследованиях квантовых процессов является то, что исследователи изучают процессы, протекающие в материалах, но они не указывают пути применения квантовых датчиков и квантовых компьютеров в практических приложениях. В настоящей статье поясняется, как формировать измерительный канал, совместимый с квантовым компьютером, как организовать ввод информации об измеряемой физической величине в квантовый компьютер при помощи квантового датчика. Основная цель состояла в том, чтобы приблизить результаты фундаментальных исследований в области квантовых вычислений к их применению в прикладных задачах. Показано, как квантовые процессы можно переложить в область технических измерений физических величин, используемых при автоматической диагностике технического состояния сложных систем. В процессе получения результатов исследования применялся метод дедукции (выведения) заключений на основе анализа свойств объекта исследования (алмаза с NV-центром) с учетом существующих экспериментальных данных в рамках системного подхода к разработке элементов технических систем. В результате дано описание процессов в квантовом измерительном канале, который используется для ввода диагностических данных в квантовый компьютер. К основным выводам исследования нужно отнести то, что квантовые датчики, реализованные в виде измененного кристалла алмаза, хорошо описываются с помощью теории измерительных преобразователей с частотным выходом и могут быть использованы в диагностических компьютерах.

Одним из факторов, вызывающим повреждение наружных элементов конструкции самолета при поражении молнией, является ее электромеханическое воздействие. Наиболее характерные и разнообразные повреждения молнией узлов крепления обшивки самолета были обнаружены в декабре 2017 г. в штате Луизиана (США) после поражения молнией бомбардировщика B-52 при заходе на посадку. Уже на земле экипаж обнаружил в хвосте самолета дыру размером в человеческий рост. Подобные инциденты происходили и с отечественными самолетами. Исследования, проведенные на кафедре физики МГТУ ГА группой специалистов в области молниезащиты воздушных судов, позволяют с высокой степенью достоверности объяснить механизм такого рода повреждений. Этот механизм имеет комплексный характер. Главную роль здесь играет электромеханическое воздействие молнии на проводящую обшивку, обусловленное взаимодействием растекающегося по обшивке тока молнии с создаваемым ею магнитным полем, а также пинчевое давление в канале разряда. Нагружение проводящей обшивки обусловлено пондеромоторными силами как в обшивке, так и внутри канала молниевого разряда. Приходящая на край панели обшивки волна напряжений от такой нагрузки вкупе с воздействием рожденной молнией ударной акустической волны, складываясь со штатными эксплуатационными нагрузками, может вызвать перенапряжение как на контуре панели обшивки, ослабленной отверстиями под элементы крепления, так и в самих элементах крепления (заклепки, винты). Расчет интенсивности напряжения в обшивке за счет пондеромоторных сил в районе заклепочного соединения показал, что лишь при амплитуде тока молнии, превышающей 100 кА, могут возникнуть сверхкритические как нормальные напряжения в обшивке вдоль заклепочного ряда так и касательные напряжения в узкой части закраины сзади заклепки. Поскольку статистика утверждает, что вероятность поражения самолета столь сильноточной молнией ничтожна, то очевидно, что при поражении В-52 сработали указанные дополнительные факторы. На фотографии поврежденной части хвостового оперения отчетливо видны оба типа разрушения конструкции: отрыв одного края панели от стрингера вдоль заклепочного ряда (закраина осталась на месте) и срыв другого края по заклепкам вместе с закраиной.

Случаи отказа (выключения) всех маршевых двигателей многодвигательной силовой установки в полете, к сожалению, происходят как в России, так и за ее пределами. Причиной таких ситуаций может быть, например, попадание в облако вулканического пепла, как в случае с инцидентом с Boeing 747 над островом Ява в 1982 году, или прекращение подачи топлива, как в случаях аварийной посадки Boeing 767-233 в 1983 году на неиспользуемый военный аэродром Гимлии и аварийной посадки Ту-204 на аэродром в Омске в 2002 году. В то же время в руководящей документации действия экипажа для этого случая или не прописаны вовсе, или прописаны настолько сжато, что не предполагают конкретного перечня действий, или, другими словами, требуют от экипажа в условиях дефицита времени и повышенной психофизиологической нагрузки самостоятельного поиска необходимых действий в части управления воздушным судном (ВС). В предлагаемой статье раскрывается содержание методики, обеспечивающей вывод самолета с неработающей силовой установкой в безопасные условия посадки на любой аэродром с дальним приводным радиомаяком (ДПРМ). Отличительная особенность рассматриваемого подхода заключается в отсутствии необходимости привязки параметров движения ВС к заранее заданным наземным ориентирам. Кроме того, указанный подход прост в реализации и на современном этапе развития систем автоматического управления вполне может быть реализован на борту ВС в автоматическом или директорном режимах. Минимальная информация, необходимая для осуществления расчета захода на посадку, ограничивается тремя параметрами: наивыгоднейшей скоростью полета в посадочной конфигурации, высотой пролета ДПРМ перед посадкой и шагом спирали на высоте предпосадочного маневрирования.

Содержание метода в статье иллюстрируется результатами расчета захода на посадку перспективного отечественного ближне-среднемагистрального ВС МС-21 при отказе обоих двигателей.

При использовании дистанционных радиофизических методов в задачах мониторинга окружающей среды центральное место принадлежит решению задач определения ее электрофизических характеристик, т. е. диэлектрической проницаемости е, проводимости о (комплексной диэлектрической проницаемости ε_к). Дистанционно определенное тем или иным способом значение гк в дальнейшем служит основой для определения физических характеристик исследуемой среды: температура, влажность, соленость, твердость и т. д. В работе предлагается метод дистанционного определения комплексной диэлектрической проницаемости на основании относительных амплитудно-фазовых отношений в ортогональных по поляризации каналам приемника радиолокационной станции (определение поляризационного фазора). Знание поляризационного фазора дает возможность однозначно определить как диэлектрическую проницаемость, так и проводимость исследуемой поверхности. Последнее отражено в виде ряда универсальных графиков, позволяющих непосредственно интерпретировать физические характеристики поверхностей. Показывается, как поляризационный фазор отображается на KLL-сфере. Кроме того, исследуется траектория фазора на этой сфере при изменении физических характеристик исследуемой поверхности. Случайный характер локальных изменений электрофизических свойств исследуемой поверхности приводит к случайным флуктуациям поляризационного фазора. В работе находятся двумерная плотность распределения диэлектрической проницаемости и проводимости, а также соответствующие одномерные плотности. Приводится графическая иллюстрация полученных соотношений.