Работа продолжает и развивает тему инженерно-авиационной службы гражданской авиации в юбилейный, 75-й год ее существования, поднятую в первой статье на эту тему. В ней проведен анализ деятельности инженерно-авиационной службы в начальный российский период, когда основным нормативным документом была пятая редакция Наставления по технической эксплуатации и ремонту авиационной техники. Проведен анализ целей, задач и функций инженерно-авиационной службы в этот период, регламентируемых наставлением. Показано, как они изменялись и дополнялись в процессе накопления опыта деятельности до тех пор, пока не сложилась стройная система технической эксплуатации авиационной техники, включающая авиационный персонал – основу инженерно-авиационной службы, и в качестве основной задачи не встала задача поддержания летной годности. Проанализированы основные документы Международной организации гражданской авиации (ИКАО), американской авиационной администрации FAA и европейского агентства по авиационной безопасности EASA в историческом и содержательном аспектах, показана структура отечественных федеральных авиационных правил в их развитии в части поддержания летной годности. Выявлены проблемы, возникшие в связи с утратой терминами «техническая эксплуатация» и «инженерно-авиационная служба» нормативно-правового статуса. Сформулированы задачи, возникающие в связи с этим. Предложено изменить перечень авиационного персонала, добавив в него специалиста по управлению поддержанием летной годности с выдачей ему свидетельства с квалификационной отметкой D с правом подготовки сертификата летной годности экземпляра воздушного судна. Обоснована необходимость сохранения в новых федеральных образовательных стандартах наименований специальностей по технической эксплуатации воздушного судна и их компонентов, наполнения содержания учебных программ высшего образования освещением технически грамотного применения авиационной техники, в том числе в полете, а также управления поддержанием летной годности ВС и пригодности их компонентов к безопасному полету.

Обеспечение чистоты авиационного топлива от механических примесей является критически важным фактором безопасности полетов. Существующие методы лабораторного контроля чистоты топлива носят дискретный характер и не позволяют оперативно выявлять загрязнения в процессе заправки воздушных судов, что создает серьезные риски. Целью данной работы было экспериментальное исследование и оптимизация параметров неполнопоточного контрольного фильтра (КФ) для создания системы непрерывного мониторинга чистоты авиатоплива в реальном режиме времени. Ключевым диагностическим параметром в настоящем исследовании выступил перепад давления на фильтроэлементе (ФЭ), который напрямую коррелирует с количеством накопленных механических примесей. В ходе работы был использован комплекс экспериментальных и аналитических методов: проведены стендовые испытания гофрированных полипропиленовых ФЭ с различной площадью поверхности, в ходе которых измерялась зависимость перепада давления от массы подведенного загрязнителя (смеси каолинов). В результате была получена зависимость перепада давления от удельной грязеемкости. Было выявлено, что эта зависимость имеет четыре характерные зоны: начальную линейную, где перепад давления растет пропорционально загрязнению, и три нелинейные, где скорость роста перепада давления существенно увеличивается по мере закупорки пор ФЭ. На основе этой экспериментальной кривой было проведено параметрическое исследование, которое показало, что для оптимальной работы КФ его площадь фильтрации должна составлять 0,05–0,10 м². На основании исследования предложена система оперативного контроля чистоты авиатоплива с использованием контрольного фильтра, что обеспечивает не только высокий ресурс (200–400 заправок), но и высокую чувствительность системы: расчетное время реакции на превышение браковочного уровня загрязненности составляет в среднем 5–10 с, что определяется скоростью изменения перепада давления при поступлении примесей. Доказана практическая целесообразность использования контрольного фильтра, где перепад давления служит надежным и информативным параметром для создания системы оперативного предупреждения о загрязнении авиатоплива непосредственно в процессе заправки.

Данная статья посвящена разработке инновационного алгоритма создания адаптивных тренажерных сценариев для подготовки диспетчеров управления воздушным движением с применением динамической сложности. Актуальность исследования обусловлена стремительным ростом интенсивности воздушного движения, что требует принципиально новых подходов к обучению специалистов. Традиционные методы тренажерной подготовки, основанные на создании сценария инструктором вручную, не учитывают индивидуальные особенности обучающихся, что снижает эффективность учебного процесса и может приводить к когнитивной перегрузке. Основной целью работы является создание интеллектуальной системы, способной автоматически адаптировать сложность упражнений в реальном времени, учитывая текущий уровень навыков, скорость принятия решений, частоту ошибок и психофизиологическое состояние диспетчера. Предложен комплексный подход, сочетающий анализ профессиональных компетенций, моделирование когнитивной нагрузки и динамическую генерацию тренировочных ситуаций. Особое внимание уделяется балансу между постепенным усложнением задач и предотвращением стрессовых перегрузок. Методология исследования включает разработку математической модели оценки уровня обучаемого, алгоритма динамической корректировки параметров сценария (количество воздушных судов, погодные условия, особые случаи) и системы обратной связи. Разработанная система позволяет создавать персонализированные программы тренировок, максимально приближенные к реальным условиям работы, но с контролируемым уровнем сложности. Практическая значимость исследования заключается в возможности внедрения предложенных решений в существующие тренажерные комплексы, что поспособствует повышению качества подготовки диспетчеров и, как следствие, безопасности воздушного движения. Научная новизна подтверждается авторскими разработками в области адаптивного обучения и интеграции биометрических показателей в процесс генерации упражнений. Перспективы дальнейших исследований связаны с расширением базы тренировочных сценариев, внедрением технологий виртуальной реальности и разработкой интеллектуальных систем анализа действий обучаемых на основе методов машинного обучения. Предложенный подход может быть адаптирован и для других профессий, связанных с повышенной ответственностью и необходимостью быстрого принятия решений в стрессовых условиях.

На протяжении жизненного цикла авиационный двигатель подвержен воздействию различных повреждающих факторов, среди которых доминируют эксплуатационные. При этом значительная доля повреждений приходится на модуль вентилятора современных ТРДД: вмятины, трещины, а также забоины на рабочих лопатках, отгибы периферийных участков рабочих лопаток и другие, устранение которых в соответствии с эксплуатационной документацией предполагает в пределах допусков физическое удаление материала рабочих лопаток, непосредственно участвующего в восприятии нагрузок, действующих на перо в процессе эксплуатации. Указанным выше механическим повреждениям подвержены, хоть и в меньшей степени, рабочие лопатки подпорных ступеней и компрессора высокого давления (КВД). Все большее распространение получают широкохордные рабочие лопатки вентиляторов. Оценка работоспособности рабочих лопаток базируется на прочностном критерии. В статье изложены не представленные ранее в исследовниях по оценке работоспособности рабочих лопаток компрессоров принципы и результаты комплексного исследования влияния устранения повреждений рабочих лопаток компрессоров трех характерных размеров (классических вентиляторных, широкохордных вентиляторных, подпорных и первой ступеней КВД) на распределение в них напряжений. Для решения поставленной задачи разработаны 3D-модели рабочих лопаток массовых авиационных двигателей семейства CFM56 в среде САПР «Компас 3D» с использованием прочностного модуля APM FEM. Корректность принципов, параметров построения моделей лопаток и их адекватность подтверждены расчетной оценкой собственных частот колебаний рабочей лопатки компрессора в среде САПР и экспериментальной оценкой с использованием резонансного метода. В практическом плане материалы статьи позволяют получить представление о степени влияния на работоспособность устранений повреждений в различных зонах пера рабочих лопаток компрессоров трех характерных размеров и перспективных широкохордных лопаток вентилятора в процессе эксплуатации.

В работе рассматривается задача автоматического обнаружения устойчивого вихревого следа за крылатыми летательными аппаратами с использованием измерений векторов скоса воздушного потока. Предлагается методический подход, обеспечивающий возможность эффективного применения градиентных методов оптимизации при решении данной задачи. Для сглаживания целевой функции разработана модификация классической модели вихря Рэнкина. Вводятся ограничения, которые существенно сокращают пространство поиска и устраняют проблему периодичности. Отдельно показано, что исключение данных с низким уровнем скоса позволяет получить унимодальную целевую функцию и тем самым повысить надежность поиска. Проведенные эксперименты в аэродинамической трубе подтвердили эффективность предложенного алгоритма: во всех тестовых случаях было успешно зафиксировано наличие спутного вихревого следа при различных конфигурациях крыла. Полученные результаты могут быть использованы для повышения топливной эффективности при групповом полете и для разработки бортовых систем мониторинга вихревых структур.

Представлена работа по сравнительному анализу проточной части промежуточного корпуса газотурбинного двигателя с встроенным на вал ротора стартер-генератором в концепции более электрического двигателя. В ходе работы была обозначена необходимость изменения конструкции и газодинамического исследования промежуточного корпуса двухкаскадного компрессора газотурбинного двигателя, дано описание конструкции промежуточного корпуса двигателя прототипа и были построены несколько вариантов геометрии проточной части увеличенного по осевому габариту переходного канала, а также выполнено изменение конструкции в части окружного расположения стоек, их формы, назначения и количества в сравнении с промежуточным корпусом двигателя прототипа. На базе проекта конструкции разработаны расчетные модели, которые были посчитаны в газодинамическом модуле импортного расчетного программного обеспечения на определенном режиме работы двигателя. Для построения геометрии и расчетных моделей, а также для задания граничных условий использовались методики известных специалистов с учетом рекомендаций по изменению площадей, форме канала, углам наклона, моделям турбулентности, качеству сетки, заданий условий на входе и выходе из переходного канала. В качестве результатов были получены градиенты скоростей и давлений в продольном и поперечном направлениях. По полученным данным были посчитаны потери полного давления в каждый из каскадов двигателя. На основе исследования выделены направления по необходимому изменению конструкции существующих промежуточных корпусов в случае установки в газотурбинный двигатель интегрированного стартер-генератора вместе с центральным коническим приводом и улучшению параметров течения в канале для обеспечения минимальных потерь полного давления на входе в газогенератор.

Работа посвящена численному моделированию аэродинамических характеристик планера вертолета Камов Ка-226, а также комбинации планера и соосного несущего винта. Использован метод CFD (computational fluid dynamics) на основе подхода URANS (Unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes equations) с моделью турбулентности k-ω SST на базе пакета Ansys Fluent. Созданная для решения поставленных задач гибридная оверсетная расчетная сетка содержала от 45 миллионов (планер) до 58 миллионов (комбинация планера и несущего винта) ячеек. Характеристики планера вертолета рассчитаны для различных конфигураций, таких как изолированный фюзеляж, фюзеляж + оперение, фюзеляж + оперение + колонка автомата перекоса, фюзеляж + оперение + колонка автомата перекоса + шасси (полная конфигурация) в диапазоне углов атаки планера от −16 до +16°. Комбинация планера и несущего винта рассчитана в полной конфигурации для скорости полета 30 м/c. Сравнение расчетных аэродинамических характеристик изолированного фюзеляжа и планера вертолета в полной конфигурации с экспериментальными данными продувок в аэродинамической трубе показало удовлетворительное совпадение. Результаты численного моделирования аэродинамических характеристик планера продемонстрировали ряд особенностей: возникновение отрицательной подъемной силы на фюзеляже на режиме горизонтального полета и формирование за ним двух мощных вихревых жгутов, оказывающих влияние на хвостовое оперение. Результаты численного моделирования аэродинамических характеристик комбинации планера и НВ позволили оценить также влияние вихревого следа НВ на аэродинамические характеристики планера. Выполненное исследование демонстрирует широкие возможности примененного подхода URANS для решения задач оптимизации аэродинамики вертолета с учетом интерференции его планера, отдельных частей и соосного несущего винта.

Соосный несущий винт (НВ), состоящий из верхнего (ВВ) и нижнего (ВН) винтов с конструктивным разносом плоскостей и различным направлением вращения, обладает рядом преимуществ в аэродинамических характеристиках по сравнению с эквивалентным одиночным НВ того же радиуса, имеющим двойные число лопастей и заполнение. Модель эквивалентного НВ часто используется в приближенных методах аэродинамического расчета. Особенности соосного НВ в этом случае учитываются специальными поправками. Для этого необходимы данные по аэродинамическим характеристикам соосного и эквивалентного НВ на различных режимах работы. Статья посвящена сравнительному исследованию аэродинамических характеристик соосного и эквивалентного НВ. Рассмотрен соосный НВ вертолета Ка-226. Исследования выполнены на базе нелинейной лопастной вихревой модели винта. Рассмотрены режимы висения и горизонтального полета в диапазоне скоростей V = 0–60 м/c. Расчеты выполнены с учетом балансировки и компенсации аэродинамических нагрузок, возникающих на планере вертолета, принятых условно одинаковыми для обоих НВ. Установлено, что потребная мощность соосного НВ на висении (V = 0) на 6 % меньше, чем у эквивалентного НВ при равной тяге. При V = 20 м/c преимущество соосного НВ достигает 8 %, а затем плавно снижается. При V > 60 м/c потребная мощность соосного и эквивалентного НВ при прочих равных не отличается. Полученные результаты дополняют имеющиеся сведения об особенностях аэродинамики соосного и эквивалентного НВ и также могут применяться для уточнения приближенных методов расчета летно-технических характеристик и в моделях динамики полета соосного вертолета, использующих модель эквивалентного НВ.