В данной работе объектом исследования является обледенение поверхностей воздушных судов при полете в атмосфере. На многих легких летательных аппаратах, а также на беспилотных воздушных судах массой менее 30 кг отсутствуют бортовые противообледенительные системы. Тем не менее с данными летательными аппаратами происходят авиационные события, которые являются следствием их обледенения. Поэтому определение наиболее опасных режимов полета летательных аппаратов в условиях обледенения является актуальной задачей. Ввиду высокой стоимости проведения летных испытаний и невозможности охвата всех возможных событий из-за их потенциальной опасности, сложности создания условий полета воздушных судов в условиях обледенения на земле в настоящем исследовании был использован метод математического моделирования. Для решения поставленной задачи в рамках работы проведен анализ норм летной годности гражданских легких самолетов, самолетов транспортной категории, винтокрылых аппаратов нормальной и транспортной категории, проведено исследование влияния различных параметров на толщину нарастания льда с помощью вычислительного эксперимента, проведенного на разработанном авторами статьи программном обеспечении. На основе результатов вычислительного эксперимента были получены зависимости толщины льда от различных параметров обледенения, была разработана методика определения сочетания высот и скоростей полета воздушного судна, при которых на поверхности летательных аппаратов при прочих равных условиях образуется лед наибольшей толщины. Обладание данной информацией позволит экипажу летательного аппарата и специалистам по управлению воздушным движением избегать наиболее опасных режимов полета с точки зрения обледенения. 

Современные условия хозяйственной деятельности эксплуатационных предприятий гражданской авиации актуализируют проблему экономически целесообразных мероприятий по организации технической эксплуатации и обслуживания отраслевого оборудования, в частности средств радиотехнического обеспечения полетов и электросвязи. При этом очевидна необходимость перевода указанных средств на техническое обслуживание по состоянию, вызывающего в свою очередь необходимость решения задач, связанных с определением времени предупредительной замены элементов, диагностируемые параметры которых могут достигнуть предельных значений. В настоящем исследовании разработан алгоритм оценки оптимальной замены элементов с помощью метода условной вероятностной характеристики для систем длительного периода эксплуатации и имеющих фиксированное число отказов. Проведена оценка точности определения искомого параметра при условии, что его изменения имеют детерминированную и случайную составляющие. Найдены математическое ожидание и дисперсия полученной оценки. При условии что время функционирования средств между восстановлениями (ремонтами) имеет тенденцию к уменьшению с увеличением числа отказов, получено среднее число конечных отказов, удовлетворяющее интегральному уравнению Вольтерры. Для анализа стоимостных затрат на восстановление в рамках предложенной модели найдено выражение для удельной стоимости работ в зависимости от принятого правила замены и длины ожидаемых циклов. С учетом математического ожидания последней и сопутствующих затрат сформировано двумерное оптимальное правило замены и показана целесообразность использования такого периода замен, который минимизировал максимум средних затрат. Полученные результаты представляются полезными при организации мероприятий по профилактическому обслуживанию средств радиотехнического обеспечения полетов и электросвязи на различных этапах их жизненного цикла. 

При проведении учебных занятий в авиационном вузе целесообразно демонстрировать образцы авиационной техники, отдельные элементы систем и агрегатов или использовать специализированные стенды и плакаты. Однако при изучении современных типов учебных воздушных судов, кабины которых содержат многофункциональные индикаторы, при таком подходе возникают трудности в усвоении учебного материала. При изучении кабин с многофункциональными индикаторами необходимо использовать интерактивные средства обучения, в которых индикаторы должны работать под питанием и иметь необходимый функционал. Обучение на реальной технике в одних случаях является невозможным, а в других нецелесообразным. Использование для обучения комплексного тренажера на учебных занятиях по различным дисциплинам ограничено в силу того, что тренажер предназначен в первую очередь для привития первичных навыков управления воздушным судном, а не для теоретического обучения. В статье рассматривается вопрос повышения качества обучения курсантов-летчиков при изучении порядка работы с арматурой кабины путем использования в учебном процессе вуза интерактивного макета кабины экипажа самолета ДА-42Т со всеми органами управления и индикации (за исключением РУС и педалей), включая два основных многофункциональных индикатора и один резервный. Работа многофункциональных индикаторов реализована в виде специальных устройств, имеющих дисплей и кнопочное обрамление, подключенных к специально разработанной программе на ПК, имитирующей работу информационной системы самолета. Для этого на основе информации из руководства по летной эксплуатации воспроизведены информационные кадры, отображаемые на многофункциональных индикаторах в самолете ДА-42Т. Содержание разработанных кадров полностью повторяет индикацию в самолете ДА-42Т, способствуя повышению качества обучения и выработке практических навыков по работе на комплексном тренажере и в реальном самолете. Физические органы управления в макете кабины также соответствуют по внешнему виду и расположению органам управления в кабине настоящего самолета ДА-42Т. Описан порядок разработки имитаторов многофункциональных индикаторов и макета кабины экипажа самолета ДА-42Т. Описаны возможности использования имитаторов многофункциональных индикаторов и макета кабина самолета ДА-42Т в учебном процессе для повышения качества обучения. Описаны результаты проведенных исследований, представлены преимущества использования интерактивного макета кабины в учебном процессе. 

В статье разработан метод стробирования, который позволяет оценить достоверность данных АЗН-В без необходимости проверки с помощью вторичного радиолокатора или многопозиционной системы наблюдения. Предложены вероятностные модели метода стробирования данных АЗН-В, а также алгоритм применения данных моделей. Проанализированы типовые ситуации, возникающие при определении местоположения воздушного судна с помощью систем АЗН-В, определяемые пороговыми значениями погрешностей навигации и пилотирования. Первая типовая ситуация предполагает невыход погрешностей пилотирования и навигации за пределы допуска, что позволяет сделать вывод о подтверждении достоверности данных АЗН-В. Вторая типовая ситуация предполагает выход погрешности пилотирования за пределы допуска при допустимой погрешности навигации, при этом диспетчер получает сообщение о корректной работе АЗН-В и о необходимости выдачи команды пилоту на корректировку полета. Третья типовая ситуация предполагает выход погрешности навигации за пределы допуска при допустимой или недопустимой погрешности пилотирования; в этом случае диспетчер получает сообщение о том, что достоверность данных АЗН-В не подтверждается и применять эти системы нельзя. Выполнено моделирование этих типовых ситуаций, при этом для реализации метода стробирования данных АЗН-В применялись распределения Рэлея и Райса. Результаты моделирования позволяют оценить требуемое количество накопленных данных АЗН-В для проведения достоверной оценки. Так, было установлено, что при выполнении оценки с применением распределения Рэлея достаточно накопления 15–20 измерений, что при передаче двух сообщений в секунду и при условии штатной работы оборудования АЗН-В потребует 8–10 с. При выполнении оценки с применением распределения Райса достаточно накопления 25–30 измерений, что потребует 13–20 с. Разработанный метод позволит применять системы АЗН-В на региональных аэродромах с низкой интенсивностью полетов как основное или единственное средство наблюдения. 

Рассматриваются вопросы обеспечения достоверности конечно-элементных моделей (КЭМ) фюзеляжа в зоне выреза под люк на ранних стадиях проектирования летательного аппарата. Сформулированы цель и задачи исследования. Для оценки достоверности математических моделей подобраны объекты, имеющие эталоны. Обсуждаются методы экспериментальных исследований и средства измерений. Приводятся результаты сравнительного анализа численного эксперимента с аналитическими решениями и данными натурных экспериментов. Для валидации КЭМ конструкций определены проверяемые характеристики и типы их проверки. Результаты исследования содержат обсуждение влияния подробности конечно-элементной сетки на коэффициент концентрации напряжений, адекватности моделирования поля напряжений и деформаций в окрестности выреза, учета нелинейности в расчетах на прочность конструкций с концентрацией напряжений. Особое внимание в работе уделено анализу моделирования каркасированной цилиндрической оболочки с большим прямоугольным вырезом, для которой выполнены натурные испытания сотрудниками ЦАГИ. Анализируются деформации силовых шпангоутов, ограничивающих вырез в цилиндрической оболочке, касательные и эквивалентные напряжения в обшивке, нормальные напряжения в стрингерах на пересечении с силовым шпангоутом, смещения сечений шпангоутов в контрольных точках. По результатам исследования сформулированы рекомендации для моделирования тонкостенных конструкций фюзеляжа в зоне большого выреза, обеспечивающие выполнение расчетов с инженерной точностью.

В статье обоснована необходимость создания аналитико-имитационной модели динамики полета истребителя с ограничителем предельных режимов при выполнении маневра «Переворот». Представлена структура аналитико-имитационной модели истребителя, состоящая из совокупности пилотажного стенда, модели динамики полета истребителя, модели астатического ограничителя предельных режимов и модели управляющих действий летчика, основанной на теории нечетких множеств. Представлена структура модели динамики полета истребителя с ограничителем предельных режимов, в состав которой входят система дифференциальных и алгебраических уравнений; модель комплексной системы управления; блока геометрии, массы и центровки; блока расчета аэродинамических сил; блока силовой установки; банка аэродинамических характеристик; блока расчета обратных связей по усилиям с командных рычагов управления. Модель отличается от известных наличием блока имитации переворота, который предназначен для проведения имитационного моделирования переворота и многоитерационного моделирования переворотов с различными начальными условиями для определения основных параметров переворота, кинематических характеристик полета самолета и построения области выполнимости переворота. Блок имитации переворота состоит из функций заданных значений; модели управляющих действий летчика; блока обработки результатов имитационного моделирования; блока определения основных параметров переворота; базы данных эксплуатационных режимов. Функции заданных значений определяют заданные значения кинематических параметров движения самолета, по которым реализовано управление в различных фазовых координатах маневра. Модель позволяет получать достоверные значения кинематических параметров движения истребителя при полунатурном с участием летчика и имитационном с помощью модели управляющих действий летчика моделированиях маневра «Переворот».

В настоящей работе приводится описание математической модели, разработанной для расчета летнотехнических характеристик (ЛТХ) наиболее популярных в настоящее время аэродинамических схем винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА) с электрической (гибридной) силовой установкой для целей городской аэромобильности. Основное внимание в работе уделено рассмотрению аэродинамических схем ВКЛА типа «квадрокоптер» с использованием воздушных винтов открытого типа или винтов в кольце, приводимых во вращение от электродвигателей. Проведен анализ ЛТХ для аэродинамических схем квадрокоптера и конвертопланов-квадрокоптеров с поворотными винтами и поворотным крылом с полностью электрической (ЭСУ) или гибридной (ГСУ) силовой установкой. Для сравнения ЛТХ приводятся результаты расчетов для классического одновинтового вертолета с ЭСУ и ГСУ. На основе численного решения уравнения существования летательного аппарата получены возможные распределения масс элементов конструкции для различных схем электрических (гибридных) ВКЛА. Рассчитаны летно-технические характеристики ВКЛА, включая расчет располагаемой и потребной мощности для диапазона скоростей полета от висения до максимальной скорости и для переходных режимов (для конвертопланов-квадрокоптеров). Рассчитаны дальность и продолжительность полета ВКЛА с полностью электрической и гибридной силовой установкой на режиме горизонтального полета. Выбраны удельные массовые характеристики элементов (аккумуляторов, генераторов, электродвигателей и др.) полностью электрической и гибридной силовой установки для обеспечения приемлемых летнотехнических характеристик ВКЛА. Проведена сравнительная оценка рассматриваемых схем ВКЛА с целью анализа их эффективности. Аэродинамические расчеты производились на основе использования известных аналитических методов импульсной теории несущего винта с возможностью корректировки данных по результатам экспериментов. Полученная в настоящей работе математическая модель может рассматриваться как первое приближение на этапе предварительного выбора конструктивных параметров и аэродинамических схем перспективных электрических (гибридных) ВКЛА, проектируемых для использования в качестве городского аэротакси.