Правовое регулирование, а значит и система подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем, в Российской Федерации, Европейском союзе и США строится исходя из классификации беспилотных воздушных судов по максимальной взлетной массе и назначению (способу использования) беспилотных авиационных систем. В этом смысле выделяют малые беспилотные воздушные суда – у нас в стране до 30 кг, в ЕС и США до 55 фунтов (25 кг) и беспилотные воздушные суда с большим весом. В США и Европе подготовку внешних пилотов для малых беспилотных воздушных судов дифференцируют исходя из степени риска, которую беспилотные воздушные суда могут представлять для окружающих. Так, подготовка внешних пилотов к использованию беспилотных воздушных судов максимальной взлетной массой менее 25 кг (55 фунтов) в малолюдной местности в дневное время в условиях визуальной видимости проводится в виде онлайн-обучения, итогом которого является сдача тестов. Использование беспилотных воздушных судов максимальной взлетной массой более 25 кг (55 фунтов) или выполнение операций с использованием беспилотных воздушных судов, представляющих потенциальный риск для окружающих, в США и Европе требует иной, более сложной и продолжительной подготовки внешних пилотов. В Российской Федерации подготовка кадров в области беспилотных авиационных систем осуществляется в образовательных организациях по разным программам, которые значительно отличаются в зависимости от принадлежности беспилотных воздушных судов к определенному виду авиации: государственной, гражданской или экспериментальной. Программы подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем для различных видов авиации не гармонизированы, что приводит к невозможности зачесть ранее полученное образование при подготовке к выполнению деятельности в другом виде авиации. В статье представлены результаты анализа международного и отечественного опыта, перспектив развития системы подготовки кадров в области беспилотных авиационных систем, а также сформулированы предложения по дальнейшему развитию отечественной системы подготовки специалистов в области беспилотных авиационных систем.

   В работе предложена технология автоматизированного видеонаблюдения конуса-датчика в задаче автоматической дозаправки топливом в полете. Технология основана на использовании пассивной оптико-электронной системы и включает логику автоматизированного наблюдения сцены дозаправки с использованием алгоритмов автоматического обнаружения и сопровождения конуса-датчика, методический аппарат подоптимальной линейной фильтрации наблюдаемого процесса в условиях пространственной и временной нестационарности сцены, алгоритмы автоматического корреляционного обнаружения и сопровождения конуса-датчика с использованием подоптимальной фильтрации. Выполнен анализ построения опытных зарубежных систем автоматической дозаправки топливом в полете. Обоснован выбор алгоритма функционирования системы технического зрения. Установлено, что основные процедуры наблюдения: обнаружение, захват на сопровождение и определение текущих координат конуса с заданным темпом и качеством – должны выполняться автоматически, летчик-оператор принимает участие в работе системы технического зрения при ошибках захвата или срывах сопровождения. Выполнена постановка задачи автоматизированного видеонаблюдения  конуса-датчика.  Предложена  структурно-логическая схема процесса автоматизированного наблюдения, включающая обнаружение и сопровождение конуса, а также принятия решений летчиком в различных ситуациях. Представлен моделирующий комплекс отработки системы технического зрения. Приведены результаты экспериментальных исследований эффективности системы технического зрения. На основе разработанной технологии и по результатам оценки эффективности алгоритмов автоматизированного наблюдения предложена стратегия выполнения автоматизированной дозаправки в условиях различной турбулентности, при этом в условиях слабой турбулентности успешное контактирование обеспечивается сопровождением центра колебаний конуса, в свою очередь в условиях сильной турбулентности успешное контактирование может быть обеспечено сопровождением конуса, управляемого по данным системы технического зрения.

   Подготовленная автором статья представляет собой исследование влияния цвета, отделки поверхности и формы вмятин на надежность визуального контроля 3D-вмятин на поверхности, которые образуются при повреждении эпоксидных композиционных материалов, армированных углеродным волокном, вследствие ударов. В данной статье представлен анализ влияния цвета поверхности элементов конструкции воздушных судов, выполненных из композиционных материалов, на надежность визуального контроля. Приведены результаты испытаний. Используя эти значения, можно определить профили сечения поверхностных дефектов, вызванных ударами с энергией в пределах диапазона от 5 до 80 Дж. В новых конструкциях воздушных судов, которые введены в эксплуатацию на сегодняшний день, содержится 50 % и более от массы планера композиционных материалов, а также используются монолитные композиционные панели из углепластика для обшивки фюзеляжа. Композит из углепластика особенно чувствителен к снижению прочности на сжатие после удара, а окружающая среда, в которой эксплуатируются воздушные суда, характеризуется наличием множества источников ударных повреждений. Примеры внешнего вида поверхности реальных композиционных конструкций самолета при ударе являются конфиденциальной информацией. В доступной литературе, касающейся повреждения композиционных материалов от ударов, основное внимание уделено испытаниям на удар с использованием полусферических ударных элементов, обычно диаметрами Ø 15, 20 или 25 мм, информация по испытаниям образцов большего размера не представлена. Нет опубликованных исследований повреждений от ударов для монолитных, полностью готовых композиционных материалов из углепластика.

   В случае однодвигательного самолета отказ двигателя в полете всегда представлял серьезную ситуацию, связанную с потерей высоты и выполнением посадки в пределах доступной дальности планирования. В случае многодвигательного самолета эта ситуация заметно улучшается вследствие возможного продолжения полета, необходимыми условиями которого являются наличие избыточной тяги и сохранение удовлетворительного уровня аэродинамических характеристик и управляемости самолета. В условиях потери половины тяги, существенно снижающей характеристики набора высоты, наиболее критическими режимами полета являются взлет и уход на второй круг, выполняемые на малых высотах с асимметричной тягой. Обеспечение безопасности полета на этих режимах требует проведения обширных экспериментальных исследований в аэродинамических трубах с моделированием основных полетных режимов с неработающим двигателем.

   Целью исследований является влияние отказа критического двигателя на аэродинамические характеристики модели самолета, а также обеспечение необходимой эффективности органов управления для противодействия моментам рыскания и крена, возникающим при полете с асимметричной тягой.   
   Сложность решения поставленной задачи определяется как необходимостью противодействия значительным моментам рыскания и крена, так и существенным снижением несущих свойств крыла и ростом сопротивления самолета, ограничивающим скорость набора высоты и его управляемость. Эта статья представляет анализ влияния отказа критического двигателя на аэродинамические характеристики модели легкого двухдвигательного транспортного самолета во взлетной и посадочной конфигурациях крыла. Аэродинамическая компоновка самолета выполнена по классической схеме с высокорасположенным трапециевидным крылом и палубным вариантом хвостового оперения. Механизация крыла включает двухщелевой поворотный закрылок с фиксированным дефлектором. Самолет оборудован погрузочной рампой с относительно короткой плоской поворотной частью нижней поверхности фюзеляжа. Экспериментальные исследования продольных и боковых характеристик модели с установленными имитаторами силовой установки проведены в малоскоростной аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Анализ влияния отказа двигателя на аэродинамические характеристик модели выполнен при изменении коэффициента нагрузки в диапазоне В = 0,3…2. Определены возможности парирования моментов рыскания и крена с использованием первичных органов управления (руля направления и элеронов).

   В последние годы продолжает возрастать актуальность задачи оптимального проектирования силовых элементов ракет-носителей. Одной из распространенных конструктивно-силовых схем является анизогридная сетчатая конструкция, выполненная из полимерных композиционных материалов. Такие конструкции серийно изготавливаются и используются в качестве силовых корпусов космических аппаратов или отсеков фюзеляжей атмосферных летательных аппаратов перспективных конструктивно-силовых схем. До настоящего момента вес и параметры применяемых в изделиях ракетно-космической техники обшивок не учитывались при решении задач оптимального проектирования, а задача проектирования сводилась к оптимизации сетчатых структур, лишенных обшивки. Вместе с этим само применение обшивок как для атмосферных летательных аппаратов, так и для силовых элементов космического назначения является довольно распространенной практикой. Однако неучитывание наличия обшивки при проектировании сетчатой силовой оболочки может приводить к значительному увеличению массы конструкции с обшивкой при необходимости ее использования. В работе приведена методика оптимального проектирования сетчатых конструкций без кольцевых ребер, но с наличием металлической обшивки, что позволяет значительно снизить вес таких конструкций, увеличивая массовую эффективность изделий из полимерных композиционных материалов, применяемых в летательных аппаратах. Приводится подтверждение результатов, полученных при помощи аналитического решения, и результатов численного эксперимента, полученных моделированием методом конечных элементов. Ожидается, что использование предлагаемого подхода за счет учета вклада работы обшивки может привести к экономии массы оболочечной конструкции до 30 % по сравнению с методиками оптимального проектирования сетчатых анизогридных структур, использующимися в настоящее время и не учитывающими наличие обшивки при проектировании изделия.

   Рассмотрен вопрос использования вихрегенераторов для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета транспортной категории. Проанализированы три направления. Первое – установка вихрегенераторов на мотогондолах маршевых двигателей для повышения максимального значения коэффициента подъемной силы на посадочных режимах. Второе – установка вихрегенераторов на верхней поверхности закрылка для повышения несущих свойств крыла за счет улучшения обтекания закрылка. Третье – установка вихрегенераторов на хвостовом оперении для повышения эффективности органов управления и снижения эволютивных скоростей. Приведены примеры использования вихрегенераторов по каждому из направлений. Показано, что улучшение аэродинамических характеристик самолета возможно при наличии отрывных зон на несущих поверхностях на рабочих режимах полета и ликвидации этих зон путем установки вихрегенераторов. Представлены результаты расчетных исследований, экспериментов в аэродинамических трубах, а также данные летных испытаний опытного самолета, подтверждающие эффективность использования вихрегенераторов. Проанализирована физика образования вихревых жгутов. Предложена концепция повышения их устойчивости путем установки вихрегенераторов в местах с максимальной скоростью потока. С учетом этой концепции выбраны новые места установки вихрегенераторов на верхней поверхности закрылка, а также на киле опытного самолета для проведения повторных летных испытаний. Установка вихрегенераторов на киле предполагает повышение эффективности руля направления для снижения эволютивных скоростей. Рассмотрены возможности оптимизации параметров установки вихрегенераторов. Приведены рекомендации по выбору формы, размерам, углам их установки в зависимости от решаемых при помощи вихрегенераторов задач и с учетом возможного увеличения лобового сопротивления от их установки.