Современные авиационные предприятия являются владельцами множества рисков, связанных с осуществлением их деятельности. На данный момент существуют различные системы управления, такие как система менеджмента качества (СМК), система управления безопасностью полетов (СУБП) и подобные, в которых описываются все возможные риски для предприятия. Проблема синхронизации и единства этих систем в рамках комплексного анализа управления изменениями и осуществления производственной деятельности является нерешенной до сих пор. Для решения этой задачи в статье предполагается использовать интегрированную систему управления безопасностью (ISMS). При разработке ISMS в организации по техническому обслуживанию воздушных судов (ТО ВС), объединяющей системы управления безопасностью полетов, качеством, авиационной, информационной, экологической безопасностью и другие системы, эта организация сталкивается с проблемой избыточности и дублирования информации о проявлениях факторов опасности в различных аспектах ее деятельности. Это может затруднить сбор и обработку данных и принятие корректирующих/предупреждающих мероприятий. Задача по обоснованному сокращению исходного перечня факторов опасности может рассматриваться как задача снижения размерности модели деятельности предприятия, которая может быть решена с помощью метода главных компонент факторного анализа. Кроме того, применение метода главных компонент обеспечивает эксперта-аналитика дополнительными, научно обоснованными данными о качестве работы и позволяет прогнозировать тенденции. В статье на реальных данных организации по техническому обслуживанию воздушных судов показана применимость метода для оптимизации перечня проявлений факторов опасности по одному из аспектов деятельности организации.

В процессе осуществления воздушных перевозок происходит обмен большим количеством информации, играющей важную роль в своевременной организации и обеспечении полетов воздушных судов. Работа любой авиакомпании и аэропорта состоит из множества процессов, в которых задействовано большое количество участников. Одним из таких вопросов является своевременное обеспечение заправки воздушного судна авиатопливом. Применение технологии блокчейн позволяет своевременно обработать заявку авиакомпании на заправку воздушного судна, произвести оплату и обмен отчетными документами между авиакомпанией и топливозаправочным комплексом. В работе даны основные определения элементов смарт-контрактов и их взаимосвязи на базе технологии блокчейн при выполнении учетнорасчетных операций за заправку воздушных судов. Статья посвящена комплексному исследованию применения технологии смарт-контрактов в системе заправки воздушных судов, в частности обмена учетно-расчетной документацией между авиакомпанией, топливозаправочными комплексами аэропортов гражданской авиации и банками. Целью научноисследовательской работы является исследование применения технологии блокчейн в заправочных операциях воздушных судов. На основе анализа разработать схему применения технологии смарт-контракта при заправке воздушных судов, позволяющей сократить объем учетно-расчетных операций и повысить эффективность работы объектов и субъектов заправочного процесса. В работе представлена цепь прохождения информации и трансформации блокчейна от выполнения заправочных операций до исполнения банковских операций и оплаты авиатоплива и сопутствующих услуг по заправке воздушных судов. Особое внимание уделено роли и месту средств заправки воздушных судов как ключевого элемента модуля автоматической сверки учетно-расчетных документов в формировании смарт-контракта. На основании проведенного анализа применения технологии блокчейн предложена схема взаимодействия между авиакомпанией, топливозаправочным комплексом и банком. Применение предложенной схемы позволяет авиакомпании осуществлять расчет за заправку в момент заправки без трудоемких бухгалтерских операций и предоплаты за авиатопливо, тем самым сократить время расчетов.

Отказы датчиков системы управления воздушных судов могут вызвать как ухудшение характеристик устойчивости и управляемости, так и невозможность безопасного автоматического управления. Обнаружение и локализация таких отказов необходимы для определения времени и места их возникновения с целью отключения отказавших датчиков или последующего их диагностирования для осуществления реконфигурации во время полета. Непосредственное применение традиционных параметрических методов контроля технического состояния датчиков с использованием их математических моделей невозможно ввиду отсутствия информации об истинных входных сигналах, поступающих на их чувствительные элементы. Это приводит к необходимости решения задачи моделирования динамики полета воздушного судна с высоким уровнем неопределенностей, что затрудняет использование функциональных методов контроля и обуславливает необходимость использования избыточного аппаратного резервирования датчиков. Широко известные непараметрические методы либо требуют наличия априорной базы знаний, предварительного обучения или длительной настройки на большом объеме реальных полетных данных, либо обладают низкой избирательной чувствительностью для достоверной локализации отказавших датчиков. В работе осуществляется вывод оригинального непараметрического критерия обнаружения и локализации отказов датчиков и проводится анализ его чувствительности с использованием полной нелинейной математической модели динамики полета самолета со штатной системой управления. Определяются теоретическое значение и коэффициенты чувствительности критерия. Приводится формула для автоматической оценки плавающего порогового значения критерия. Показывается высокая сходимость результатов с теоретическими, что позволяет использовать полученный критерий не только для моментального обнаружения и локализации отказов датчиков, но и предварительного диагностирования их количественных характеристик.

Создание нового воздушного судна (ВС) всегда сопряжено с проблемой выбора его основных технических параметров или, другими словами, формированием его внешнего облика. В случае гражданского ВС выбор указанных параметров определяется требованиями безопасности эксплуатации, конъюнктуры рынка, нормами, определяющими допустимое вредное воздействие самолета на окружающую среду и т. п. В случае военного ВС его облик во многом определяется представлениями о характере будущих военных угроз, способах применения ВС в военных конфликтах. Часть указанных требований формулируется в нормативных документах – авиационных правилах для гражданских ВС и общих тактикотехнических требованиях ВВС для ВС военного назначения. Так, например, часть 25 авиационных правил определяет нормы летной годности ВС транспортной категории. Следует отметить, что зачастую указанные требования являются инструментом конкурентной борьбы, когда ужесточение, например, требований по шуму ВС обеспечивает преимущества для конкретных производителей, не допуская на рынок иных производителей, ВС которых не удовлетворяют новым нормам. Таким образом, реализация требований почти всегда связана с дополнительными затратами как при разработке ВС, так и при его эксплуатации. Кроме того, реализация указанных требований может приводить к ухудшению летнотехнических характеристик ВС, а значит, к снижению его коммерческой привлекательности, боевой эффективности. Поэтому каждое требование нормативных документов должно иметь под собой глубокое научное обоснование. В данной статье анализируется одно из требований нормативных документов, касающееся необходимости наличия на ВС противоперегрузочной системы. Авторы предлагают подход, обеспечивающий уточнение существующего критерия наличия противоперегрузочной системы на ВС за счет оценки фактического уровня физического нагружения летчика при маневрировании. Особую важность исследуемая проблема имеет для учебно-тренировочного самолета Як-152, фактический уровень нагрузок при пилотировании которого не требует использования противоперегрузочной системы, но по формальному признаку, а именно по величине максимальной эксплуатационной перегрузки, такая система на самолете должна быть.

В статье представлены результаты расчетных исследований аэродинамических характеристик несущих систем беспилотных мультикоптеров различных компоновок, выявлены особенности обтекания винтов, проведена оценка взаимовлияния винтов друг на друга. Расчеты основывались на нелинейной лопастной вихревой теории винта в нестационарной постановке. Рассмотрены комбинации из четырех, восьми (четыре соосных) и четырнадцати двухлопастных винтов при скоростях полета V = 100, 150, 200 км/ч. Для каждой комбинации винтов и скорости полета полуэмпирическими методами выбираются: углы атаки винтов, частота вращения, углы установки лопастей и геометрические параметры под заданную взлетную массу аппарата. Расчеты показали, что для несущей системы из четырех винтов (квадрокоптер) два винта, расположенные ниже по потоку, в зависимости от скорости из-за взаимовлияния имеют значения коэффициентов тяги меньше ≈10–20 %, чем винты, находящиеся выше по потоку. Для соосной четырехвинтовой системы влияние верхнего переднего винта на верхний задний винт аналогично влиянию передних винтов на задние в четырехвинтовой несущей системе. Влияние верхнего переднего винта на нижний задний винт по средней величине тяги не меняется, а изменения имеют только локальный характер. Взаимовлияние других винтов друг на друга имеет аналогичный с четырехвинтовым вариантом характер. У мультикоптера с четырнадцативинтовой несущей системой формируется сложная картина течения, которая порождает нерегулярность в изменении коэффициентов тяги по времени. В зависимости от режима и расположения винта значение среднего коэффициента тяги винта может изменяться приблизительно в два раза. Расчеты показали, что при одинаковых геометрических и кинематических параметрах тяга винтов может существенно отличаться, что без дополнительных управляющих воздействий вызывает значительные дестабилизирующие моменты. Пульсации тяги и, соответственно, вибрации возрастают с увеличением скорости полета. Вероятно, что при правильно выбранной конфигурации винтов и системе автоматического управления можно парировать всплески тяги так называемой подборкой «фазировки» – выбором начального угла по азимуту для каждого винта.

В проектировании многодвигательных самолетов одной из важных тем является взаимодействие между воздушными винтами и элементами компоновки планера, особенно на режимах взлета и ухода на второй круг. Современные концепции винтовых самолетов в тянущей конфигурации характеризуются высокой дисковой нагрузкой и повышенным числом лопастей винта, используемых для увеличения крейсерской скорости и снижения чрезмерного шума. Первой проблемой, возникающей из-за высокой дисковой нагрузки, является прямое влияние сил на работающих винтах (тяга, нормальная сила) на устойчивость самолета, особенно на углах атаки, отличных от нулевого значения. Второй – высокоэнергетический уровень спутной струи винтов, оказывающий существенное косвенное влияние на аэродинамику, устойчивость и управляемость самолета. Это влияние связано прежде всего с взаимодействием спутной струи с другими элементами компоновки самолета. Сложность учета взаимной интерференции струй с крылом и другими элементами планера обусловило применение экспериментальных методов исследования проблем взаимодействия винтов и планера при разработке компоновок винтовых самолетов. Эта статья представляет анализ результатов экспериментальных исследований взаимодействия между работающими воздушными винтами и планером легкого двухдвигательного транспортного самолета. Аэродинамическая компоновка самолета выполнена по классической схеме с высокорасположенным крылом и палубным вариантом хвостового оперения. Механизация крыла представляет собой двухщелевой отклоняемый закрылок с фиксированным дефлектором. Трубные испытания модели в крейсерской, взлетной и посадочной конфигурациях проведены в малоскоростной трубе Т-102 ЦАГИ. Измерение сил и моментов, действующих на модель, выполнено шестикомпонентными внешними весами, измерение силы и моментов, действующих на воздушный винт, – тензовесами, установленными внутри мотогондол имитаторов силовой установки. Одновременное использование комбинации внешних и внутренних весов позволило определить прямой и косвенный вклад работающих воздушных винтов в продольные аэродинамические характеристики модели при изменении коэффициента нагрузки В в диапазоне от 0 до 2.