МЕТОДИКА ОЦЕНИВАНИЯ ПИЛОТАЖНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЫСОКОАВТОМАТИЗИРОВАННЫХ САМОЛЕТОВ В НЕСИММЕТРИЧНОМ СОСТОЯНИИ В ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.7.018.7

ГРНТИ 55.47.81

МЕТОДИКА ОЦЕНИВАНИЯ ПИЛОТАЖНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЫСОКОАВТОМАТИЗИРОВАННЫХ САМОЛЕТОВ В НЕСИММЕТРИЧНОМ СОСТОЯНИИ В ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ

С.В. НИКОЛАЕВ, доктор технических наук, доцент

Войсковая часть 18347 (г. Ахтубинск)

Д.А. ГОЛОВАТЫЙ

Войсковая часть 18347 (г. Ахтубинск)

Предложена методика оценивания пилотажных характеристик

высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии, отличающаяся от известных использованием экспертных систем с применением аппарата нечеткой логики, критерием достоверности экспертных систем оценивания несимметричного состояния самолета, алгоритмом применения экспертных систем нечеткой логики в летных испытаниях, алгоритмом обработки материалов летных испытаний, алгоритмом оптимизации раздела программы испытаний, перечнем испытательных режимов и последовательностью их выполнения. Разработан прототип системы дополнительной информационной поддержки экипажа на основе экспертных систем в несимметричном состоянии высокоавтоматизированных самолетов. Методика легла в основу усовершенствования научно-методического аппарата обеспечения испытаний в части оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии и позволила повысить эффективность их испытаний с заданным уровнем информативности, но с меньшими затратами ресурсов.

Ключевые слова: пилотажные характеристики, летные испытания, экспертные системы, несимметричное состояние, высокоавтоматизированные самолеты.

Введение. Современный этап развития авиации характеризуется существенным ростом уровня автоматизации летательных аппаратов, что неизбежно сказалось на их пилотажных характеристиках.

Применительно к высокоавтоматизированным самолетам [1] изменение состава и структуры системы управления привело к реализации множества ранее недоступных возможностей:

- выполнение задач точного пилотирования с минимальным уровнем нагрузки на летчика;

- автоматическое выдерживание ограничений (принцип пилотирования «не глядя в кабину»);

- автоматическое парирование возмущений;

- реконфигурация характеристик системы управления.

В целом за счет применения высокоавтоматизированных систем управления комплекс пилотажных характеристик (устойчивость, управляемость и маневренность) значительно улучшился, что продемонстрировано на примере самолетов Су-27 и Су-35, имеющих практически идентичный планер, но при этом Су-35 имеет несравнимо лучшие характеристики устойчивости, управляемости и маневренности, чем исходный самолет Су-27.

Развитие авиационной техники, поступающей на испытания, требует совершенствования научно-методического аппарата обеспечения испытаний [2-4].

Актуальность. Одновременно с определенными в летных испытаниях достоинствами высокоавтоматизированных самолетов были также выявлены новые, ранее не встречавшиеся особенности пилотажных характеристик:

g' и

- взаимодеиствие летчика и системы управления высокоавтоматизированного самолета при отсутствии прямоИ связи между положением ручки управления самолетом, педалями и органами управления может приводить к внезапному для экипажа достижению границ эксплуатационной области режимов полета;

- наличие состояний высокоавтоматизированного самолета, при которых работа системы управления может приводить к возникновению вероятности действий летчика, несоответствующих принятому стереотипу управления.

С точки зрения изменения пилотажных характеристик, вышеприведенные особенности высокоавтоматизированных самолетов в большей степени проявились при наличии несимметричной конфигурации, при несимметричном распределении нагрузки, и при наличии несимметричных моментов, обусловленных работой систем самолета. В дальнейшем для множества видов несимметрии самолета принят термин «несимметричное состояние».

В соответствии с ГОСТ 27332-87 [5] термин «состояние летательного аппарата» определяется как совокупность конфигурации, нагрузки, массы пустого летательного аппарата и ее распределения.

В настоящее время оценивание пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии не обеспечивается в полном объеме, поскольку в действующем научно-методическом аппарате отсутствуют подходы к оцениванию пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов с системами автобалансировки и автономно работающими органами управления в несимметричном состоянии самолета. Это приводит к появлению ряда противоречий при определении границ эксплуатационной области режимов полета в несимметричном состоянии, что крайне актуально при проведении летных испытаний современных высокоавтоматизированных самолетов.

Основные положения, определяющие границы исследования. Понятие пилотажных характеристик самолета подразумевает под собой комплекс характеристик устойчивости, управляемости и маневренности.

В процессе разработки систем управления современных высокоавтоматизированных самолетов, в силу значительно возросшего объема алгоритмов их работы, основное внимание уделяется обеспечению высоких пилотажных характеристик в штатной конфигурации со штатным (симметричным) вариантом подвесок. В то же время пилотажные характеристики в несимметричном состоянии самолета остаются без должного внимания, вследствие чего особенности и недостатки характеристик устойчивости и управляемости в несимметричном состоянии значительно чаще выявляются в процессе летных испытаний и эксплуатации.

В этой связи исследования ограничиваются оцениванием характеристик боковой устойчивости и управляемости высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии.

Постановка задачи и цель исследования. Повышение автоматизации систем управления самолетов приводит к необходимости оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в летных испытаниях. Одновременно с этим действующий научно-методический аппарат обеспечения испытаний разработан для самолетов с гидромеханической системой управления. Вследствие этого существует противоречие в практике испытаний, выраженное в необходимости оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии и устаревшим научно-методическим аппаратом обеспечения испытаний.

Из вышеизложенного вытекает научная задача по разработке методики оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии.

Объектом исследований является оценивание пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии в летных испытаниях.

Предметом исследования является научно-методическое обеспечение оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии в летных испытаниях.

Цель работы - повышение эффективности оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии в летных испытаниях.

Решение научной задачи возможно за счет использования подходов к оцениванию пилотажных характеристик, основанных на применении экспертных систем нечеткой логики [6]. Это обусловлено тем, что для определения состояния летательного аппарата применение аппарата нечеткой логики позволяет работать с существующей неопределенностью, неполнотой или избытком информации, используя правила, описанные естественным языком, тем самым воспроизвести «искусственную» оценку летчика применительно к высокоавтоматизированному самолету, имитируя логику восприятия самолета летчиком.

Использование экспертной системы позволяет объединить в себе функции обращения к нормативной базе, обработки материалов испытаний и процесса оценивания пилотажных характеристик.

Для достижения поставленной цели требуется решить следующие задачи.

Проанализировать состояние научно-методического аппарата обеспечения испытаний определения и оценивания пилотажных характеристик в несимметричном состоянии самолетов.

Разработать экспертные системы оценивания несимметричного состояния самолетов с применением аппарата нечеткой логики.

Разработать критерий достоверности экспертных систем оценивания несимметричного состояния самолетов.

Разработать алгоритмы применения экспертных систем при оценивании пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в летных испытаниях.

Разработать методику оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в их несимметричном состоянии в летных испытаниях.

На рисунках 1-2 приведены разработанные экспертные системы оценки балансировки самолета в несимметричном состоянии.

Рисунок 1 - Экспертная система и схема ее функционирования

Рисунок 2 - Модифицированная экспертная система и схема ее функционирования

Разработанные экспертные системы оценки балансировки самолета в несимметричном состоянии основаны на двух различных логиках (ЭС и модифицированная ЭС):

1. На интерпретации действующих требований к характеристикам устойчивости и управляемости при несимметрии, основанных на воспроизводстве оценки по положению органов управления в кабине, тем самым отражая действующий антропоцентрический принцип оценки пилотажных характеристик.

2. На интерпретации положения рулевых поверхностей, что позволяет в известной степени исключить ложные суждения о балансировке высокоавтоматизированного самолета и получить истинную оценку балансировки самолета в несимметричном состоянии.

Для построенных экспертных систем в качестве алгоритма нечеткого вывода была выбрана нечеткая модель типа Мамдани [7-11], выбор которой обусловлен тем, что правила базы знаний являются прозрачными и интуитивно понятными, и неоднократно применялись во множестве экспертных систем нечеткой логики, требующих имитацию суждений человека.

Выбор гауссовских функций принадлежности обусловлен тем, что на всей области определения они являются гладкими и принимают ненулевые значения. Кроме того, в работах, посвященных применению нечеткой логики для создания имитационной модели управляющих действий летчика [12], приведены примеры использования данных функций принадлежности гауссовского типа. Кроме того, выбор такого типа функции принадлежности обусловлен ее достаточной гибкостью и простотой, при том, что она задается лишь двумя параметрами.

Критерий достоверности экспертной системы оценки балансировки самолета.

В ОТТ ВВС существуют требования к параметрам движения летательного аппарата (®™акс Ту=90° ^Хэ / ¿Хн и др.), определенные для каждого уровня пилотажных характеристик,

одновременно с этим понятие уровней пилотажных характеристик увязано со шкалой пилотажных оценок (Купера-Харпера). Определенным диапазонам оценки по шкале пилотажных оценок соответствуют 3 уровня пилотажных характеристик. Поскольку разработанные экспертные системы призваны обеспечить воспроизведение объективной логики, то в качестве проверочного критерия достоверности выбранной логики служит соответствие оценок экспертной системы заданным уровням пилотажных характеристик.

Выбран принцип соответствия «искусственной» оценки балансировки самолета в несимметричном состоянии заданным уровням пилотажных характеристик, применительно к границам уровней пилотажных характеристик по объективно измеряемым параметрам движения, таким как: юхмакс,Ту=90„ и т. д.

Формализованный вид критерия достоверности экспертной системы оценки балансировки самолета в несимметричном состоянии имеет вид

ОБМ = PR N приУ = const hH = const,

где ОБ - оценка балансировки самолета экспертной системой при несимметрии, N - уровень пилотажных характеристик (N =1.3), PR - оценка пилотажных характеристик по шкале Купера-Харпера.

Алгоритмы применения экспертных систем при оценивании пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в летных испытаниях.

На рисунке 3 показана блок-схема алгоритма применения экспертных систем оценки балансировки высокоавтоматизированного самолета в несимметричном состоянии с использованием метода полунатурного моделирования.

Рисунок 3 - Блок-схема алгоритма применения экспертных систем оценки балансировки высокоавтоматизированного самолета в несимметричном состоянии с использованием метода

полунатурного моделирования

В целях реализации метода полунатурного моделирования для оценивания характеристик устойчивости и управляемости при несимметричном состоянии летательного аппарата используется моделирующая рабочая станция или пилотажный стенд имитации динамики движения объекта испытаний.

Движение самолета, как твердого тела в пространстве, описывается двенадцатью дифференциальными уравнениями первого порядка [13-14]. Для случая полета в спокойной атмосфере (без ветра) эти уравнения, включающие: три уравнения сил, записанные в траекторной системе координат, три уравнения моментов в связанной системе координат, три соотношения для углов, три кинематических соотношения для линейных координат, имеют вид:

—V К • а

-= -ха- - g Бшн,

—X т

—Н 1

Л mV

■ (Куа С^ Га - Ка Га - ^ 'Н) ,

=--1--(Д,а sin г„ + cos га),

Л mV cos Н уа а 2а а'

с1а ! \

4 ^ - ^+(1г - 1у) ®®+1хуа®2 = м,

Ла / ч

+(- ^ а®*+а-а )=м^,

—X

—Г=® - и

а cos г -®г sinг

).

—н

— = а2 cos г + ®у sin г, Л

—X

= ®

Бта + ау + (Я2 + mgШбНБШга),

X.

—X

■ = V ^Б^ЖБ^,

—н

—X

= V БтН,

—X

= -V шБНБт^,

Э1

и

где Яха - тангенциальная сила, а - угол атаки, g - ускорение свободного падения,

у а - скоростной угол крена, у - угол рыскания, Яуа - подъемная сила, Я2а - боковая сила,

Н - высота полета, Xg - проекция продольной аэродинамической силы на ось OXg нормальной системы координат, Zg - проекция боковой аэродинамической силы на ось OZg нормальной системы координат.

Для определения угла атаки, от которого так же, как и от угла скольжения, зависят аэродинамические силы и моменты и скоростного угла крена уа к полной системе уравнений необходимо добавить следующие соотношения:

da dt

= с +

tgP{

со,, sin a-cx cos a)--1-(R - mg cos3 cos r ),

y x ' mVcosPK Уа a>

sin Ya =

cos 3 sin y + sin 3 sin P cos3cosP

dw 1 / \

— =-~\cy cos Y-®z sin Y).

dt cos3

Программный компонент стенда «Графика» (рисунок 4) используется для графического анализа материалов моделирования.

Рисунок 4 - Диалоговое окно программного компонента «Графика»

Программный компонент «Камера» для имитации внешней обстановки обеспечивает визуализацию закабинного пространства, условного индикатора на лобовом стекле с выводом на него основной пилотажной информации, отображения самолета с подвижных и неподвижных точек наблюдения (рисунок 5).

Рисунок 5 - Диалоговое окно программного компонента «Камера»

Общий вид модели динамики движения самолетов и работы алгоритмов системы управления одного из самолетов в среде МайаЬ FlightSim, разработанные авторами, допускающие коррекцию алгоритмов и исходных данных, показан на рисунке 6.

Рисунок 6 - Общий вид модели динамики самолета в МаНаЪ на старшем уровне

Модели современных самолетов [13-15] содержат большое количество таблиц данных: аэродинамических характеристик, ВСХ двигателей, настроек системы управления и т. п. Разработанный для комплекса FlightSim пакет программ поддержки (создания и редактирования) баз данных самолета с системой управления позволяет эффективно осуществлять управление исходными данными самолета и САУ в среде MATLAB/Simulink. В пакет также включены утилиты для преобразования баз данных из программы Excel и средства чтения данных, представленных в графической форме.

Программный комплекс FlightSim в среде MATLAB/Simulink позволяет проводить полный цикл исследований по анализу динамики самолета и синтезу его систем управления. Поэтому, кроме средств по созданию математических моделей динамики ЛА и выполнению непосредственного моделирования, комплекс включает набор программ для расчета и анализа статических и динамических характеристик (балансировочных характеристик и характеристик устойчивости и управляемости) самолета с системой управления.

Для визуализации динамики движения моделей в FlightSim/MATLAB/Simulink могут использоваться как встроенные средства визуализации, так и сторонние программные средства, обеспечивающие прием данных из модели по UDP-протоколу (рисунок 8).

Рисунок 8 - Вид имитации приборной панели для модели динамики самолета Су-34 в программе FИght[nd

На рисунках 9-10 показаны блок-схемы оригинальных алгоритмов: использования методики оценивания пилотажных характеристик и оптимизации раздела программы испытаний.

На рисунке 11 показана процедура обработки полетных режимов «торможение в наборе высоты с имитацией отказа двигателя». Запись параметров движения самолета и работы его системы управления обрабатывается посредством установки контрольных сечений в балансировочных точках, определяемых в соответствии с принципом квазиустановившегося движения. Далее из полученных сечений строятся балансировочные зависимости отклонения рулевых поверхностей в функции приборной скорости.

( Цели испытаний )

1

Исходные данные объекта испытаний:

1) виды несимметрии;

2) конфигурации самолета и системы управления;

3) предварительные оценки границ эксплуатационной области режимов полета R=f(Mx, РРД, Ущ,, а, р...) для каждой конфигурации;

Планирование работ:

1) Выбор перечня испытательных режимов в соответствии с РИАТ и учетом особенностей конструкции самолета и системы управления;

2) Определение потребного количества летных экспериментов исходя из соблюдения требований безопасности;

3) Моделирование на МРС или ПС.

Выполнение летных экспериментов с применением метода полунатурного моделирования, коррекция и настройка модели динамики объекта испытаний, экспертной системы оценки

балансировки при несимметрии

Результаты испытаний: Материалы, выводы, рекомендации

Рисунок 9 - Блок-схема алгоритма использования методики оценивания пилотажных характеристик

Рисунок 10 - Блок-схема алгоритма оптимизации раздела программы испытаний

Рисунок 11 - Порядок обработки режима полета

На рисунке 12 показана процедура вторичной обработки материалов испытаний с применением экспертных систем. Из приведенных на рисунках 11-12 балансировочных зависимостей полученные значения положения рулевых поверхностей и органов управления в кабине подаются на вход экспертных систем, далее в соответствии с заданной логикой на выходе формируются оценки балансировки самолета в функции приборной скорости или угла атаки.

Рисунок 12 - Процедура вторичной обработки материалов испытаний с применением экспертных систем

Следует отметить, что применительно к высокоавтоматизированному самолету экспертная система, опирающаяся на оценку по положению органов управления в кабине, не обеспечивает достоверную оценку, при этом модифицированная экспертная система, напротив, демонстрирует непротиворечивые и логичные результаты.

На рисунке 13 приведены материалы обработки полетных режимов «дача» ручки управления самолетом по крену с имитацией отказа двигателя - на проверку соответствия критерию достоверности.

Рисунок 13 - Материалы обработки полетных режимов

Из выполненных испытательных режимов «дач» по крену с одновременной имитацией отказа двигателя получено значение располагаемой угловой скорости крена, составляющее 25-30°/с на приборной скорости полета Vпр=350 км/ч, что в соответствии с ОТТ ВВС соответствует границе второго уровня пилотажных характеристик. Одновременно оценка балансировки самолета модифицированной экспертной системой в этих же условиях составляет 5-6 баллов, что также соответствует границе второго уровня пилотажных характеристик. Проверив таким образом границы 1, 2 и 3 уровней пилотажных характеристик подтвержден вывод о правильности выбранной логики экспертной системы.

Прототип системы дополнительной информационной поддержки экипажа. На основании результатов применения экспертных систем оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированного самолета в несимметричном состоянии при обработке результатов испытаний был разработан прототип системы дополнительной информационной поддержки экипажа при несимметрии.

В качестве входных переменных приняты: положение руля направления 5РН-т и элеронов 5ЭЛ-е1, имеющие нормированный диапазон значений от 0 до 1 и транслируемые по ЦОР-протоколу из КСУ или модели динамики объекта испытаний.

Выходная переменная PR, представляющая результат работы экспертной системы, имеет диапазон значений от 0 до 10 и выводится по ЦОР-протоколу.

Экспертная система логического вывода Мамдани использует 6 гауссовских функций принадлежности (по три) для каждой входной переменной.

Для каждой входной переменной гауссовские функции принадлежности имеют названия min, med, max, при этом min соответствует диапазону входной переменной от 0 до 0,33, med соответствует диапазону входной переменной от 0,33 до 0,67, max соответствует диапазону входной переменной от 0,67 до 1,0.

Для выходной переменной гауссовские функции принадлежности имеют названия низкая, средняя, высокая при этом низкая соответствует диапазону входной переменной от 6,7 до 10, средняя соответствует диапазону входной переменной от 3,3 до 6,7, высокая соответствует диапазону входной переменной от 0 до 3,3.

Логические правила работы экспертной системы с использованием вербальных переменных имеют следующий вид:

- если rn минимальный, el минимальный, тогда PR высокая;

- если rn минимальный, el средний, тогда PR высокая;

- если rn средний, el минимальный, тогда PR высокая;

- если rn средний, el средний, тогда PR средняя;

- если rn максимальный, el минимальный, тогда PR средняя;

- если rn максимальный, el средний, тогда PR средняя;

- если rn минимальный, el максимальный, тогда PR низкая;

- если rn средний, el максимальный, тогда PR низкая;

- если rn максимальный, el максимальный, тогда PR низкая.

В систему входит индикатор о достижении границ эксплуатационной области режимов полета. Предложенный цветовой индикатор может помещаться на пилотажный кадр в удобном месте для летчика. Если в процессе балансировки высокоавтоматизированного самолета экспертная система оценки балансировки самолета по положению аэродинамических органов управления выдает значение от 1 до 10 (в соответствии со шкалой Купера-Харпера).

В качестве индикатора выбрана цветовая полоса в окне 60 на 320 пикселей (по умолчанию выбран серый цвет фона индикатора), при этом длина окрашенной области пропорциональна значению входной переменной в соответствии со следующими правилами:

- если входная переменная pr имеет значение меньше 3, то цвет индикатора зеленый;

- если входная переменная pr имеет значение от 3 до 4, то цвет индикатора желто-зеленый;

- если входная переменная pr имеет значение от 4 до 6, то цвет индикатора желтый;

- если входная переменная pr имеет значение от 6 до 8, то цвет индикатора оранжевый и окрашенная полоска мигает с частотой 0,5 Гц;

- если входная переменная pr имеет значение более 8, то цвет индикатора красный, и окрашенная полоска мигает с частотой 1 Гц.

Далее при получении входного значения в соответствии с вышеприведенной логикой цветовой индикатор окрашивается в зеленый цвет при малых расходах органов управления, соответствующих первому уровню пилотажных характеристик. Желто-зеленый цвет индикатора соответствует границе первого и второго уровней пилотажных характеристик. При отклонении органов управления, соответствующих второму уровню пилотажных характеристик цвет индикатора окрашивается в желтый.

При достижении границы второго и третьего уровней цвет индикатора окрашивается в оранжевый и для привлечения внимания летчика начинает мигать с частотой 0,5 Гц. Если рулевые поверхности достигают своих механических упоров, достигается третий уровень пилотажных характеристик, то цвет индикатора окрашивается в красный для привлечения внимания летчика и мигает с частотой 1 Гц. Данный тип индикации предназначен для дополнительной информационной поддержки экипажа о положении рулевых поверхностей и наличии управляющих моментов и привлечения внимания при приближении к границе эксплуатационной области режимов полета.

Принципиальная схема работы прототипа показана на рисунке 14.

Рисунок 14 - Принципиальная схема работы прототипа системы дополнительной информационной поддержки экипажа высокоавтоматизированных самолетов при несимметричном состоянии на основе экспертной системы нечеткой логики

Проведена оценка эффективности применения разработанной методики в испытаниях современных автоматизированных самолетов. Один самолет испытывался с помощью старого научно-методического аппарата, а другой с помощью усовершенствованного. Прирост эффективности оценивания пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов в несимметричном состоянии составил 34 %.

Выводы. В результате решения поставленной научной задачи разработана и апробирована в летных испытаниях самолетов Су-35С, Су-30СМ (РБВ), Су-30СМД и др. методика оценивания пилотажных характеристик в несимметричном состоянии самолета (30 летных и более 500 модельных экспериментов), отличающаяся от известных:

- экспертными системами оценивания пилотажных характеристик при несимметричном состоянии самолета с применением аппарата нечеткой логики;

- критерием достоверности экспертных систем оценивания несимметричного состояния самолета, основанным на соответствии оценок заданным уровням пилотажных характеристик;

- алгоритмами обработки результатов летных экспериментов.

Методика обеспечила:

- повышение эффективности оценивания пилотажных характеристик на 34 %;

- снижение количества потребных летных экспериментов на 40 %;

- оценивание пилотажных характеристик при несимметричном состоянии высокоавтоматизированных самолетов с учетом требований к качеству и достоверности получаемой информации.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Верещиков Д.В., Николаев С.В., Разуваев Д.В. Системы управления летательных аппаратов: учебник / Д.В. Верещиков, С.В. Николаев, Д.В. Разуваев. ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018 г. 312 с.

2. Николаев С.В., Тупицын А.П., Меренцов Д.С., Галактионов М.В. Комплексные показатели оценивания уровня совершенства высотно-скоростных характеристик авиационных

комплексов оперативно-тактической авиации // Воздушно-космические силы. Теория и практика. 2024. № 30. С. 69-84. [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.vva.mil.ru/ Izdaniay/VKS-teoriya-i-praktika (дата обращения 08.10.2024).

3. Николаев С.В., Тупицын А.П. Совершенствование научно-методического обеспечения оценивания летно-технических характеристик авиационных комплексов в летных испытаниях // Авиакосмическое приборостроение. 2024. № 11. С. 45-58.

4. Николаев С.В. Mетодика оценка эффективности научно-методического аппарата испытаний авиационной техники // Авиакосмическое приборостроение. 2023. № 1. С. 49-57.

5. ГОСТ 27332-87. Условия полета летательных аппаратов. Термины и определения. 8 с.

6. Николаев С.В., Головатый Д.А. Экспертная система оценки несимметричного состояния летательного аппарата // Авиакосмическое приборостроение. 2023. № 8. С. 13-22.

7. Борисов В.В. Нечеткие модели и сети / В.В. Борисов, В.В. Круглов, А.С. Федулов. M.: Горячая линия - Телеком. 2007. 284 с.

8. Fuzzy Cluster Analysis / F. Hoeppner, F. Klawonn, R. Kruse, T. Runkler. New York: John Wiley&Sons, 2000. 288 p.

9. Han J. Data mining: Concepts and Techniques/ J. Han, M. Kamber, J. Pei. Waltham, MA, USA: Morgan Kaufmann, 2012. 703 p.

10. Larose D.T. Discovering Knowledge in Data. New Jork: John Wiley&Sons, 2005. 217 p.

11. Рутковская Д. Нейронные сети, генетические алгоритмы и нечеткие системы / Д. Рутковская, M. Пилиньский, Л. Рутковский. M.: Горячая линия - Телеком, 2006. 383 с.

12. Верещиков Д.В., Волошин В.А., Ивашков С.С., Васильев Д.В. Применение нечеткой логики для создания имитационной модели управляющих действий летчика // Труды MAИ. 2018. № 99. [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://trudymai.ru/published.php?ID=91926. (дата обращения 08.10.2024).

13. Динамика полета: учебник для студентов высших учебных заведений / Под ред. Г.С. Бюшгенса. M.: Mашиностроение, 2011. 776 с.

14. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С. Бюшгенса. M.: Наука, 1998. 811 с.

15. Гуляев В.В., Демченко О.Ф., Долженков Н.Н. и др. Mатематическое моделирование при формировании облика летательного аппарата / Под редакцией В.А. Подобедова. M.: Mашиностроение, 2005. 496 с.

REFERENCES

1. Vereschikov D.V., Nikolaev S.V., Razuvaev D.V. Sistemy upravleniya letatel'nyh apparatov: uchebnik / D.V. Vereschikov, S.V. Nikolaev, D.V. Razuvaev. VUNC VVS «VVA», 2G18 g. 312 p.

2. Nikolaev S.V., Tupicyn A.P., Merencov D.S., Galaktionov M.V. Kompleksnye pokazateli ocenivaniya urovnya sovershenstva vysotno-skorostnyh harakteristik aviacionnyh kompleksov operativno-takticheskoj aviacii // Vozdushno-kosmicheskie sily. Teoriya i praktika. 2024. № 30. pp. 69-84. ['Elektronnyj resurs]. Rezhim dostupa: https://www.vva.mil.ru/ Izdaniay/VKS-teoriya-i-praktika (data obrascheniya 08.10.2024).

3. Nikolaev S.V., Tupicyn A.P. Sovershenstvovanie nauchno-metodicheskogo obespecheniya ocenivaniya letno-tehnicheskih harakteristik aviacionnyh kompleksov v letnyh ispytaniyah // Aviakosmicheskoe priborostroenie. 2024. № 11. pp. 45-58.

4. Nikolaev S.V. Metodika ocenka "effektivnosti nauchno-metodicheskogo apparata ispytanij aviacionnoj tehniki // Aviakosmicheskoe priborostroenie. 2023. № 1. pp. 49-57.

5. GOST 27332-87. Usloviya poleta letatel'nyh apparatov. Terminy i opredeleniya. 8 p.

6. Nikolaev S.V., Golovatyj D.A. 'Ekspertnaya sistema ocenki nesimmetrichnogo sostoyaniya letatel'nogo apparata // Aviakosmicheskoe priborostroenie. 2023. № 8. pp. 13-22.

7. Borisov V.V. Nechetkie modeli i seti / V.V. Borisov, V.V. Kruglov, A.S. Fedulov. M.: Goryachaya liniya - Telekom, 2007. 284 p.

8. Fuzzy Cluster Analysis / F. Hoeppner, F. Klawonn, R. Kruse, T. Runkler. New York: John Wiley&Sons, 2000. 288 p.

9. Han J. Data mining: Concepts and Techniques / J. Han, M. Kamber, J. Pei. Waltham, MA, USA: Morgan Kaufmann, 2012. 703 p.

10. Larose D.T. Discovering Knowledge in Data. New Jork: John Wiley&Sons, 2005. 217 p.

11. Rutkovskaya D. Nejronnye seti, geneticheskie algoritmy i nechetkie sistemy / D. Rutkovskaya, M. Pilin'skij, L. Rutkovskij. M.: Goryachaya liniya - Telekom, 2006. 383 p.

12. Vereschikov D.V., Voloshin V.A., Ivashkov S.S., Vasil'ev D.V. Primenenie nechetkoj logiki dlya sozdaniya imitacionnoj upravlyayuschih letchika // Trudy MAI. 2018. № 99. fElektronnyj resurs]. Rezhim dostupa: https://trudymai.ru/published.php?ID=91926 (data obrascheniya 08.10.2024).

13. Dinamika pol eta: uchebnik dlya studentov vysshih uchebnyh zavedenij / Pod red. G.S. Byushgensa. M.: Mashinostroenie, 2011. 776 p.

14. A"erodinamika, ustojchivost' i upravlyaemost' sverhzvukovyh samoletov / Pod red. G.S. Byushgensa. M.: Nauka, 1998. 811 p.

15. Gulyaev V.V., Demchenko O.F., Dolzhenkov N.N. i dr. Matematicheskoe modelirovanie pri formirovanii oblika letatel'nogo apparata / Pod red. V.A. Podobedova. M.: Mashinostroenie, 2005. 496 p.

© Николаев С.В., Головатый Д.А., 2024

Николаев Сергей Владимирович, доктор технических наук, доцент, заместитель командира по испытательно-методической и научно-исследовательской работе, войсковая часть 18347, Россия, 416504, Астраханская обл., г. Ахтубинск-7, [email protected].

Головатый Денис Александрович, старший инженер-испытатель, войсковая часть 18347, Россия, 416504, Астраханская обл., г. Ахтубинск-7, [email protected].

UDC 629.7.018.7

GRNTI 55.47.81

THE METHODOLOGY FOR EVALUATING THE AEROBATIC CHARACTERISTICS

OF HIGHLY AUTOMATED AIRCRAFT IN AN ASYMMETRIC STATE IN FLIGHT

TESTS

S.V. NIKOLAEV, Doctor of Technical Sciences, Associate Professor

Military unit 18347 (Akhtubinsk)

D.A. GOLOVATY

Military unit 18347 (Akhtubinsk)

A method for evaluating the aerobatic characteristics of highly automated aircraft in an asymmetric state is proposed, which differs from the known ones by using expert systems using a fuzzy logic apparatus, a criterion for the reliability of expert systems for evaluating the asymmetric state of an aircraft, an algorithm for using expert systems of fuzzy logic in flight tests, an algorithm for processing flight test materials, an algorithm for optimizing a section of the test program, a list of test modes and a sequence of their execution. A prototype of an additional crew information support system based on expert systems in the asymmetric state of highly automated aircraft has been developed. The methodology formed the basis for improving the scientific and methodological apparatus for providing tests in terms of evaluating the aerobatic characteristics of highly automated aircraft in an asymmetric state and made it possible to increase the effectiveness of their tests with a given level of informativeness, but with less resources.

Keywords: flight characteristics, flight tests, expert systems, asymmetric condition, highly automated aircraft.