Весоизмерительная топология современного аэропорта Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

CHOICE OF THE CONTROL AND MEASURING EQUIPMENT OF THE COMPLEX FOR INSPECTION CRANE RAILS DEFECTS

V.J. Antsev, K.J. Krylov, P.V. Vitchuk, N.A. Vitchuk

Considered the actions which are carried out at inspection of crane rails. Listed the equipment used in this process. Proved the relevance of development special automated complex for measurement crane rails defects. Considered the known designs of measuring complexes are, noted that they contain various by the principle of work control and measuring equipment. Carried out the choice of the control and measuring equipment for the developed measuring complex with use of qualimetrical assessment methods. Used criteria signal/noise for processing of results.

Key words: defect, acceptance tests, crane rail, system, inspection.

Antsev Vitaliy Jur'evich, doctor of technical science, professor, manager of department, Anzev@tsu.tula.ru, Russia, Tula, Tula State University,

Krylov Konstantin Jur'evich, director, krylov@ritc-k.ru, Russia, Kaluga, LLC «Regional Engineering and Technology Center»,

Vitchuk Pavel Vladimirovich, candidate of technical science, docent, zzzVentor@yandex.ru, Russia, Kaluga, Bauman Moscow State Technical University Kaluga Branch,

Vitchuk Natalia Andreevna, candidate of technical science, docent, vitchuk.natalya@,mail.ru, Russia, Kaluga, Kaluga State University named after K.E. Tsiolk-ovski

УДК 681-26

ВЕСОИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ ТОПОЛОГИЯ СОВРЕМЕННОГО

АЭРОПОРТА

Хейн Тай Зар Тин, В.Е. Мельников

Рассмотрены целесообразность и возможность создания весоизмерительной инфраструктуры аэропорта, включающей как систему определения взлетного веса и исходной центровки авиалайнеров в реальном масштабе времени в момент движения по рулежной дорожке на стартовую позицию ВПП, так и вспомогательные процедуры, регламентирующие контроль загрузки борта. Сформулированы требования к структуре и составу функционально необходимых элементов метрологической зоны и представлены варианты реализации воспринимающих силы давления колес шасси поверхностей сенсорных линеек.

Ключевые слова: Взлетный вес, метрологическая зона, сенсорная линейка, единичный сенсор, контактное пятно колес шасси, метод полного взвешивания, сканирования, кварцевый тензочувствительный сенсор, кварцевый автогенететор.

Одним из факторов гарантии безопасности полетов и качества управления авиалайнерами на всем интервале от взлета в точке старта до посадки в конечной точке маршрута является достоверная информация

239

о фактической взлетной массе, включая суммарную массу совокупного груза на борту: авиатоплива; пассажиров с личным грузом в салоне; коммерческого груза в грузовых отсеках, процент загрузки борта и возможность дополнительной догрузки. Важно знание начальной центровки как статической относительно опорных точек шасси, так и аэродинамической хорды.

Необходимость такой задачи очевидна, но на пути реализации видится множество проблем. Начиная с осмысления структуры, архитектуры, инструментальной организации метрологических зон, гарантирующих весовую идентификацию каждого борта в реальном масштабе времени, не нарушая напряженный график работы аэропорта. На рис. 1 представлена блок-схема, поясняющая круг задач, основные объекты и звенья весоизмерительной топологии аэропорта и их функциональную взаимосвязь.

Подвижные объекты

| Самолеты |-

| Перронные автобусы |-| ТС, несущие багажи |-Автотопливозаправщики

1 2 3 4 5 6

Рис. 1. Объекты, звенья весоизмерительного терминала и их

функциональные задачи

На рис. 1 цифрами обозначены:

Блок 1. Объекты аэродромной весоизмерительной инфраструктуры.

Блок 2. Различные метрологические зоны для авиалайнеров и других функционально необходимых объектов инфраструктуры аэропорта, участвующих в технологии загрузки борта.

Блоки 3, 4, 5 и 6. Отражают круг вопросов: - по обобщению данных о геометрии опорных точек шасси авиалайнеров; - по формированию требований к облику активных элементов метрологических зон с учетом предельных нагрузок для каждого борта; - по обоснованию принципиальных основ функционально необходимых элементов и способов их взаимодействия с опорными поверхностями колес шасси в процессе переноса сил давления на приемные поверхности СЛ и др.

Такие данные можно получить в следующих источниках [1,2,3,4,5] для современных пассажирских и транспортных авиалайнеров, фрагменты которых представлены ниже.

В табл. 1 представлены примеры расположения колес шасси на фоне контура самолета А380 и Boeing 747. Видна необходимость учитывать количество колес, их взаимное расположение и различия носовых и центральных стоек шасси, расположенных по продольной оси симметрии самолета, и главных (левых и правых) стоек.

240

Таблица 1

Примеры расположения опорных точек шасси самолета [1]

Самолеты

Количество шасси и конфигурации

Носовой отсек

Миделевое сечение

A380

22 колес шасси [1x2]+[2x4+2x6]

Boeing 747 Jumbo Jet

18 колес шасси [1x2]+[4x4]

В табл. 2 представлен пример данных о нагрузках и площади контактных пятен колес различных групп шасси с подстилающей поверхностью для различных типов современных самолетов. А также расчетные данные о линейных размерах контактных пятен, на основании которых формируются требования к геометрии приемных поверхностей СЛ.

Таблица 2

Предельные нагрузки на колеса шасси различных групп и геометрия

их контактных пятен

Самолеты Нагрузки на: Площадь контактного пятна колес шасси Длина контактного пятна колес шасси

Носовое колесо шасси [кг] Главное колесо шасси [кг] Носовое колесо шасси [см2] Главное колесо шасси [см2] Носовое колесо шасси [см] Главное колесо шасси [см]

Airbus A300B4-600R 9400 20355 928 1492.35 43.57 55.26

Airbus A321NEO WV070 4255 19170 385.25 1384.06 28.08 53.22

Boeing 787-9 10661 29434 833.14 1868.98 41.29 61.84

Площадь контактного пятна для всех групп колес (носовой, центральной и главной) шасси любого самолета зависит от сил давления колес на подстилающую поверхность, от внутреннего давления в шине, от степени износа колес, в соответствии с нормативными требованиями и др.

Форма площади контактного пятна является эллиптической (в соответствии с данными - US Corps of Engineer's S-77-1 Report). Длина контактного пятна в 1.6 раз больше чем ширина [2]. При пониженном внутреннем давлении в шинах площадь и длина контактного пятна увеличиваются.

Эти данные важны для выбора и обоснования геометрии и предельной весовой нагрузки на приемную поверхность сенсорных линеек (СЛ).

В табл. 3 в качестве примера представлена геометрическая специфика опорных элементов групп шасси, их взаимное расположение и расчетные размеры приемных поверхностей СЛ (в поперечном направлении движения ЛА).

Таблица 3

Взаимное расположения колес шасси и минимальные размеры СЛ

Самолеты

Геометрические размеры опорных элементов групп шасси и их взаимное расположение

Минимальные размеры дли_ны СЛ [см]_

носовая часть

главная часть

Airbus A300B4-600R

90

128

Airbus A321NEO WV070

67.55

126

Boeing 787-9

97.8

190.65

На основании данных табл. 2, 3 определена геометрия приемных поверхностей СЛ, удовлетворяющая большинство типов авиалайнеров, пользующихся услугами аэропорта. Так длина (размер в поперечном направлении) должна быть порядка 191 см, а ширина (в направлении движения) контактного пятна - (60-70) см.

Топология, взаимное расположение сенсорных элементов метрологической зоны. В соответствии с приведенными данными можно определить универсальную конфигурацию и взаимное расположение ак-

242

тивных зон метрологического участка СЛ, удовлетворяющую возможно более широкий класс авиалайнеров конкретного аэропорта. Могут быть различные варианты, некоторые из которых представлены на рис. 2.

а б

Рис. 2. Варианты расположения СЛ в метрологической зоне: а - базовый вариант; б - альтернативное расположение СЛ

Позициями на рис.2 обозначено: Ьс_н и Ьсн - длина и ширина сенсорной линейки для измерения нагрузки носовых шасси; - Ьс г и Ьс г - длина и ширина сенсорной линейки для измерения нагрузки главных (левых и правых) шасси.

Сенсорные линейки расположены в метрологической зоне либо по базовому, либо по альтернативным вариантам, как представлено на рис. 2, а, б. При базовом варианте не все типы ЛА могут им воспользоваться. Прежде всего те, у которых имеются дополнительные центральные стойки (А380, табл. 1). В таких случаях необходим альтернативный вариант расположения СЛ по рис. 2, б. А размеры носовой сенсорной линейки Ьс_н и Ьс_н и расстояние между осями главных шасси могут быть также отличаться от базового варианта.

Сенсорные линейки расположены в метрологической зоне либо по базовому, либо по альтернативному варианту, как представлено на рис. 2, а, б. При базовом варианте не все типы ЛА могут им воспользоваться. Прежде всего те, у которых имеются дополнительные центральные стойки (А380, табл. 1). В таких случаях необходим альтернативный вариант расположения СЛ по рис. 2, б. А размеры носовой сенсорной линейки Ьс_н и Ьс н и расстояние между осями главных шасси могут быть также отличаться от базового варианта.

Воспринимающие поверхности СЛ. Это составляющие элементы СЛ, непосредственно взаимодействующие с колесами шасси и, переносящие силы давления на единичные сенсоры - первичные преобразователи сил в параметры электрических цепей. Для этого необходимо рассмотреть возможные методы организации взаимодействия контактных пятен колес с

различными вариантами реализации приемных поверхностей СЛ, с целью выбора варианта, рационального сочетающего конструктивные, точностные и эксплуатационные показатели.

На рис. 3 представлены два примера взаимосвязи по методу «полного» взвешивания и по методу сканирования распределенной нагрузки контактного пятна.

б

Рис. 3. Кинематическая схема взаимодействия колес шасси с сенсорной линейки: а - по методу полного взвешивания; б - по методу сканирования распределённой нагрузки на контактное

пятно при Ьо<Ь

Позициями на рис.3 обозначено: Р и Р2 - нагрузки на оси шасси; д1(х) и д2(х) - распределенные нагрузки на поверхность контактного пятна; Ух - скорость движения колеса шасси; Ь - длина контактного пятна колеса шасси; Ъс - ширина сенсорной линейки; х - смещение пятна контакта относительно СЛ; итах и ивых - максимальное и выходное напряжения; и1тах и и2тах - максимальные напряжения каждого колеса 1 и 2; и1вых и и2вых - выходные напряжения каждого колеса 1 и 2.

Метод полного взвешивания по рис. 3, а. Основан на том, что при движении по РД каждое колесо из ряда колес шасси в определенной фазе движения контактные пятна полностью располагается на приемной поверхности СЛ. В этой фазе СЛ воспринимает суммарную силу давления р давления соответствующих колес. А вес самолета вычисляется как сумма сил Р давления каждого из колес шасси. Ширина приемной поверхности СЛ в этом случае должна быть не меньше максимального размера контактных пятен соответствующих колес.

Этот метод предполагает, что СЛ и ее приемная платформа по ширине Ъс превосходит ширину Ь пятна контакта колеса стойки шасси: Ъс>Ь. Это гарантирует на диаграмме выходного напряжения итах=Р( наличие го-

244

ризонтального участка, зоны, в пределах которой производится измерение силы давления соответствующего колеса на СЛ. На рис. 3, а представлен метод полного взвешивания. При этом вариант распределенной нагрузки на поверхность контактного пятна интенсивностью д1,2(х), Г1,2 - суммарные нагрузки на оси шасси. Также представлена диаграмма выходных напряжений, которые линейно нарастают и спадают при наезде и съезде с приемной поверхности СЛ и не меняется, когда пятно давления располагается на СЛ. Силы давления трансформируются в выходные напряжения и1,2 тах. Длина линейных участков на диаграмме напряжений равна Ь, а ширина горизонтального участка (Ьс-Ь). На этом участке производится измерение. Здесь предполагается, что Ьс>Ь.

- Достоинство. Этот вариант реализации СЛ обладает потенциально высокой точностью.

- Недостаток. Сложность в реализации самой СЛ. Её значительные габариты и масса.

В нашем случае важным является характер распределения удельной нагрузки на площади пятна контакта, зависящий, в частности, от неравно-жесткости участков колесных шин, распределяющих нагрузку на контактное пятно в общем случае по произвольному закону. Но на данном этапе ограничимся законом равномерного распределения удельной нагрузки по площади контактного пятна. В дальнейшем будут проведены дополнительные исследования с целью выявления реальных законов удельного давления и их влияния на конечный результат.

Метод сканирования распределенной нагрузки контактного пятна по рис. 3, б. Ширина СЛ может быть заметно меньше, чем в первом варианте. При продвижении колеса через СЛ, происходит как бы «сканирование» распределенной нагрузки, приходящейся на контактное пятно. В каждый момент времени сенсорная линейка воспринимает часть распределенной нагрузки на контактное пятно, нагружающую площадь воспринимающей поверхности СЛ. На выходе измерительного тракта СЛ этот процесс трансформируется в эпюру электрического напряжения, площадь которой эквивалентна суммарной силе давления на колесо шасси. В сравнении с методом полного взвешивания такая СЛ конструктивно более предпочтительна. Но по точности проигрывает из-за влияния возмущений на начальном и конечном участках эпюр напряжения, искажающих их площадь.

Отличие этого варианта в том, что длина Ь контактного пятна больше ширины Ьс приемной поверхности СЛ, которая за счет этого является более компактной. На рис. 3, б представлен процесс сканирования распределенной нагрузки контактного пятна по этой методике и диаграмма выходного сигнала. Площадь пятен 81,2 эквивалентна суммарной нагрузке Р1,2и3м на пятно. Выходные напряжения такого метода по уровни заметно меньше выходных сигналов метода полного взвешивания.

- Достоинства. Более компактного выполнения СЛ. Возможность создания унифицированных элементов СЛ.

- Недостатки. Невысокая точность из-за влияния шумовых возмущений на аналоговую фазу выходного сигнала, отражающиеся на площади под кривой выходного напряжения и, соответственно на погрешность конечного результата.

Альтернативный, комбинированный метод взвешивания. На рис. 4 представлен промежуточный, альтернативный вариант СЛ, появление которого инициировано желание рассмотреть возможность найти решение, сочетающая достоинства первых двух. Ширина приемной поверхности может быть меньше, чем в варианте «полного взвешивания», но больше, меньше или равна варианту «сканирования». Но результат измерения соответствует случаю «полного взвешивания».

Физическое обоснование метода сводится к тому, что СЛ содержит два конструктивно самостоятельных компонента. Собственно СЛ 1 с минимально возможным размером в направлении движения самолета по РД, соизмеримом с размером СЛ по варианту рис. 3, б. И приемную поверхность - «коромысло», размер которой Ьк соизмерим с размером приемной поверхности шириной Ьс в варианте «полного» взвешивания по рис. 3, а, принимающую на себя нагрузку колес шасси.

Особенность в том, что связь «коромысла» с СЛ осуществляется посредством шарнира в точке В - рис. 4, а, б. Со стороны торцов «коромысла» предусмотрены две опоры А и С. В процессе проезда колеса через «коромысло» нагрузка приходится только на две точки. На А-В или В-С. Но в фазе неустойчивого равновесия - только на точку В, опирающуюся на СЛ. В этой фазе СЛ фиксирует полную нагрузку ЛА на соответствующее пятно контакта.

я.

ч(х)

г

Яь

I

~ЬГ

Ьс

а

в

\

с

Ьк б

Рис. 4. Взаимодействие колес шасси самолета с сенсорной линейкой 1: а - кинематическая схема альтернативного метода; б - кинематическая схема расположения «коромысла»; в - график изменения сил реакций Яи, Яь, Яе опор А, В, С в процессе перемещения х контактного пятна по поверхности «коромысла»

246

Позициями на рис. 4 обозначено: д(х) - распределенная нагрузка на поверхность контактного пятна; Ь - длина контактного пятна; Ьс - ширина сенсорной линейки; Яа, ЯЬ и Яс - реакции опор; Ьк - ширина «коромысла».

Ниже представлена система выражений для каждой характерной фазы движения контактного пятна по «коромыслу» до момента достижения на опоре В максимальной силы Ц1тах:

дх2

(а) при 0 < х < 0.5Ьк, К а = дх| 1 - — I; Къ = \

(б) при 0.5Ьк < х < Ь, К а = д | -

(в) при Ь < х < 0.5Ьк + 0.5Ь, Ка = д

Ьк (х - 0.5Ьк )

Ь

,КЬ = дх - д | -4 -

Ьк (х - 0.5Ьк )2

(Ь - х + 0.5Ьк )2 (х - 0.5Ьк )2

Ь

Ь

Ь

Л = дЬ - д

(Ь - х + 0.5Ьк)2 (х - 0.5Ьк )2

Ь

Ь

(г) при 0.5Ьк + 0.5Ь < х < Ьк, ЯЬ = дЬ - д

(х - 0.5Ьк - 0.5Ь)2

Д с = д

(х -0.5Ьк -0.5Ь)2

ь у с i ь

к / \ к

По этим аналитическим выражениям на рис. 4, в представлен график зависимости силы и давления контактного пятна, в первую очередь, в точке В и для контроля в точках А и С. Фиксацию результата следует осуществлять в фазе неустойчивого равновесия коромысла, при переносе силы давления с точки А на точку С.

Функциональная схема весоизмерительной топологии. На рис. 5 представлена функциональная схема весоизмерительной системы ЛА.

3 или 4

Суммарный вес Ц = ^ Ц = М ЛА распределяется на I групп шасси в виде

г=1

сил Ц давления на каждую стойку шасси. В свою очередь Ц = ^ Ц, где п

1=1

число единичных сенсоров в каждой СЛ, а 1 меняется от 3 до п в соответствующей СЛ.

Рис. 5. Функциональная схема весоизмерительной системы ЛА; М - взлетная масса самолета; Ц.М - центр масс самолета; g - ускорение силы тяжести; Ее - суммарный вес самолета

247

Промежуточным параметром каждого единичного сенсора является приращение АС электрической емкости с помощью тензо-чувствительного кварцевого конденсатора с начальной емкостью С0, воспринимающего сжимающие усилия Ц-г-: С=С0±АС(Ц1). В блоке «формирователь выходных сигналов» электрическая емкость С преобразуется в аналоговый электрический сигнал: - амплитудный - и(С) или частотный ит ятю^^); последовательно соединяет АЦП сигнала, также выделяется приращения амплитуды или частоты, связанные с составляющей силы давления на каждый ЕС и определение суммарной силы воспринимаемой СЛ, как сумма показанный каждого ЕС данной СЛ. Выходные сигналы вычисляется и формируется коды сигналов каждой линейки пропорционально суммарному весу ЛА и координата центра тяжести.

Единичный сенсор (ЕС). Важным элементом СЛ являются первичные сенсорные преобразователи, трансформирующие силы давления в параметры электрических цепей. В конечном итоге в электрические сигналы аналоговые, дискретные или частотные. В нашем случае это первичный преобразователь параметрического типа: - тензочувствительный твердотельный упругий элемент, - монолитный образец из кварцевого стекла, работающий на сжатие, деформация которого порождает приращение электрической емкости с последующей трансформацией в электрический сигнал.

Этот материал обладает уникальными физико-механическими характеристиками и привлекает все большее внимание разработчиков электромеханических преобразователей физических величин [6]. Кварцевое стекло это практически безгистерезисный упругий элемент, обладающий минимальной температурной зависимостью линейных размеров (температурный коэффициент линейного расширения - 0,5*10-6 1/0С); - высокой удельной прочностью (оЬ~ (4-7)107 Па); - модуль Юнга Е=1010Па и рядом других положительных качеств, важных для электромеханических преобразователей [7].

В [8,9] проведены исследования и расчеты упругих характеристик образцов твердотельных кварцевых тензо-чувствительных емкостных элементов, их «несущие» статические характеристики. Показано, что при упругих относительных деформациях под воздействием сжимающих усилий, соизмеримых с предельными нагрузками на СЛ со стороны колес шасси ЛА и при гарантированном запасе прочности кз на уровне не менее 10. Происходит изменение электрической емкости С, достаточное для преобразования в электрический сигнал в частотной форме на уровне 103 Гц на диапазон.

На рис. 6 представлена блок схема единичного сенсора.

248

Рис. 6. Функциональная блок-схема единичного сенсора ЕС с частотозависимым выходным сигналом

На рис. 6 обозначены: ¥у - измеряемое усилие на входе единичного сенсора: ЛИ/И - относительная деформация кварцевого упругого элемента; С0 +ЛС начальная емкость и её приращение под в результате относительной деформации; /=/0+Л/ - текущая частота кварцевого автогенератора; /о - начальная частота; Л/ - приращение частоты и её код И, эквивалентный измеряемому усилию.

Заключение. Обоснована актуальность проблемы разработки и реализации весоизмерительной топологии современных аэропортов, как одного из условий повышения уровня безопасности полетов. Рассмотрены требования к архитектуре метрологически оборудованным зонам, гарантирующим как контроль за процессом загрузки борта, так и итоговый контроль взлетного веса на этапе движения ЛА по рулежной дорожке к месту старта. Предложены варианты реализации сенсорных линеек и единичных сенсоров с твердотельными тензочувствительными емкостными упругими элементами из кварцевого стекла в сочетании с кварцевыми автогенераторами и частотозависимым выходным сигналом.

Список литературы

1. Undercarriage arrangements. Wikipedia [Электронный ресурс] URL: https://en.wikipedia.org/wiki/Undercarriage arrangements (дата обращения: 27.07.2017).

2. Calculating Tire Contact Area. Boeing Commercial Airplanes [Электронный ресурс]. URL: http://www.boeing.com/assets/pdf/commercial/ airports/ faqs/ calctirecontactarea.pdf (дата обращения: 01.12.2017).

3. A300-600 Airplane Characteristics for Airport Planning. Airbus S.A.S. [Электронный ресурс]. URL: http : //www.airbus.com/content/dam/ corporate-topics/ publications/ backgrounders/techdata/aircraft characteristics/ Airbus-Commercial-Aircraft-AC-A300-600-Dec-2009.pdf (дата обращения:

topics/ publications/ backgrounders/ techdata/ aircraft characteristics/ A: Commercial-Aircraft-AC-A320-Feb18.pdf (дата обращения: 30.09.1985).

249

5. Boeing 787 Airplane Characteristics for Airport Planning. Boeing Commercial Airplanes [Электронный ресурс]. URL: http://www.boeing.com/ assets/pdf/commercial/airports/acaps/787.pdf (дата обращения: 01.12.2015).

6. Мельников В.Е., Электромеханические преобразователи на базе кварцевого стекла. М.: Машиностроение, 1984. 159 с.

7. Мельников В.Е., Мельникова Е.Н., Черноморский А.И., Гонча-ренко Г.Г. Датчики инерциальной информации: учебное пособие / Под редакцией А.И. Черноморского. М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2011. 356 с.

8. Хейн Тай Зар Тин, Мельников В.Е. О возможности оперативного определения взлетной массы самолета // Труды МАИ, 2017. №92. [Электронный ресурс]. URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/725/kheyn-tay-zar-tin melnikov rus.pdf. (дата обращения: 01.12.2015).

9. Хейн Тай Зар Тин. Тензочувствительный емкостной сенсор из кварцевого стекла с частотозависимым выходным сигналом // Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации: Сборник трудов XXVI Международной научно-техническая конференции, 14-20 сентября 2017г., Алушта. М.: иД «МЕДПРАКТИКА-М», 2017. С. 139-140.

Хейн Тай Зар Тин, аспирант, heintayzartin@gmail.com, Россия, Москва, Московский государственный институт «МАИ»,

Мельников Валерий Ефимович, д-р техн. наук, проф., ve melnik@mail.rH,Россия, Россия, Москва, Московский государственный институт «МАИ»

WEIGHT-MEASURING TOPOLOGY OF MODERN AIRPORT Hein Tay Zar Tin, V.E. Mel'nikov

The suitability and possibility of creating a weighing infrastructure of the airport, which includes as a system for determining the take-off weight and the initial alignment of aircraft in real time at the moment of movement along the taxiway to the starting position of the runway, and auxiliary procedures governing the control of the loading of the aircraft are considered. The requirements to the structure and composition of the functionally necessary elements of the metrological zone are formulated and the variants of realization of the wheels of the chassis of the sensor lines receiving the pressure forces are presented.

Key words: Take-off weight, metrological zone, sensor line, single sensor, the contact patch of wheels of the undercarriage, the method of complete weighing, scanning, quartz tensor-sensible sensor quartz self-excited oscillator.

Hein Tay Zar Tin, postgraduate, heintayzartin@gmail.com, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute «MAI»,

Mel'nikov Valeryi Efimovich, doctor of technical sciences, professor, ve melnik a mail.rn, Россия, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute «MAI»