Текст книги "Институт проблем риска. Образование, наука"

3.27. «Разум человечества»

Человечество представляет собой сверхсложную интеллектуально-энергетическую динамическую систему. Разум человечества как динамическая система творит стратегические цели человечества.

Разум человечества разрозненно в своем противостоянии и в своем единстве творит инволюцию и эволюцию. При этом духовную инволюцию все масштабнее и масштабнее.

Чрезвычайно важная проблема Разума человечества связана с созданием системы, творящей:

– максимальную эффективность жизнедеятельности человечества;

– минимизацию рисков жизнедеятельности человечества.

Риски Разума человечества, созданные сегодня, несомненно, велики. Перечисление их займет много места. Мы отметим риски разума в областях:

– духовной жизни;

– политической жизни;

– социальной жизни;

– религиозной жизни.

В худшем случае, когда реализуются опасные состояния человечества, Разум человечества творит:

– войны между народами (физические);

– духовные войны между народами;

– сотворение в глобальном масштабе антинравственных духовных учений, властных систем.

Человечество – это организм, созданный согласно принципу холизма, однако не реализовавший его. Человечество тогда будет духовно сильным и материально обеспеченным, когда в своем единстве создаст единый организм – систему со структурно-функциональными свойствами – согласно принципу минимального риска и максимальной эффективности жизнедеятельности [80]80
  Живетин В.Б. Введение в теорию риска динамических систем. – Москва: Институт проблем риска, ООО Информационно-издательский центр «Бон Анца», 2009. – 394 с.


[Закрыть][81]81
  Живетин В.Б. Эгосферные риски. – Москва: Изд-во Института проблем риска, ООО Информационно-издательский центр «Бон Анца», 2008. – 496 с.


[Закрыть].

Цель Разума человечества – творить духовную жизнь и дух в условиях самоконтроля, самоуправления путем реализации принципов холизма, с помощью всех тех, кто обладает интеллектуально-энергетическим потенциалом. Духовно-энергетический потенциал, сотворенный Разумом человечества, эволюционирует во времени, что позволяет человечеству творить соответствующие стратегические, тактические, оперативные управления духовно-энергетическим потенциалом.

Самым важным и ценным продуктом Разума человечества была, есть и будет единая этика человечества, создавшая единые права человечества.

Одна из основных идей Разума человечества – взаимозависимость в условиях этического и правового единства. Эта идея предполагает создание международного порядка так, чтобы глобальные цели и интересы стран были едины, т. е. необходимо поддерживать глобальную взаимозависимость целей. Сложность синтеза цели и путей ее реализации из условия устойчивого развития человечества обусловлена сложностью взаимоотношений духовного и материального, что создает условия для неустойчивых, неоднозначных решений при выборе целей.

Можно выделить следующие типы целей, творимые Разумом:

– рост возможностей личности – личные цели;

– рост возможностей некоторой общности людей – общественные цели;

– рост возможностей человечества как хроноцелостного процесса устойчивого развития.

Особенность последней цели обусловлена невозможностью адекватно выразить ее через рост денег. Эта цель выражается через неубывающий темп и рост эффективности использования полной энергии не только в единое время, но и в исторической перспективе. Такие цели и определяют хроноцелостный процесс перехода к устойчивому развитию человечества. Острая практическая востребованность этого перехода является фактом, который подтверждается ходом эволюции живого на Земле.

Единая системная реальность создает единый системный Разум человечества, который создает единую цель на основе единых этико-правовых норм человечества для создания устойчивости его саморазвития посредством систем обеспечения максимальной эффективности и минимизации рисков человеческой жизнедеятельности.

Действительное потому неразумно, что в нем есть недостатки, несовершенства, т. е. патологии, которые таят в себе угрозы человеку, его бытию, а потому оно не совсем разумно, или почти неразумно.

Разумное будущее – то, которое разумно управляемо и творит совершенный мир без тех патологий, которые создают риски и катастрофы человечеству.

Представленная вашему вниманию работа есть учебное пособие по новому направлению: системной рискологии, которая сегодня крайне необходима при анализе рисков и безопасности человеческой жизнедеятельности.

3.28. «Системная безопасность гражданской авиации страны (анализ, прогнозирование, управление)»

Авиационная система – одна из компонент экономической системы страны, которая в свою очередь является компонентой социальной системы общества. Для изучения свойств авиации ей ставится в соответствие система, которая посредством синтеза представляется в виде структуры, содержащей подсистемы.

Синтезированной структуре для целей анализа ставятся в соответствие функциональные свойства подсистем.

Задача теоретических исследований состоит в изучении путем математического моделирования структурно-функциональных свойств авиационной системы и прежде всего в построении областей допустимых и критических состояний, а также синтезе таких комплексов контроля и управления состоянием подсистем и системы в целом, при которых система способна выполнять поставленные перед ней цели, находясь в области допустимых (безопасных) состояний.

Для достижения заданной цели в системе используется соответствующий алгоритм функционирования, реализованный в виде некоторой материальной структуры, включающей средства контроля, обработки информации, управления, реализации необходимых действий.

Разработанная и реализованная структура системы может не в полной мере обеспечивать достижение всех поставленных целей. Поэтому важным для системы (ее организатора, создателя, руководителя) является степень недостижения целей, которая определяет несоответствие состава, структуры и свойств системы, необходимых для достижения цели, при воздействии внутренних и внешних факторов риска.

Эффективность и безопасность авиации как системы при выполнении целевого назначения зависят от множества зависимых и независимых факторов. При этом эффективность и безопасность характеризуются интегральным показателем по этапам жизненного цикла авиационного парка, включая создание и эксплуатацию авиационной техники.

Безопасность авиационной системы страны в силу множества причин контролируется и регламентируется Международной организацией гражданской авиации (ICАО), а также различными службами внутри страны.

Сегодня мы можем констатировать необходимость разработки, детализации таких показателей, которые системно увязаны и нацелены на комплекс требований, обеспечивающих не только безопасность, но и эффективность авиационных систем. Интегральные показатели эффективности и безопасности авиационной системы позволяют решить и обратную задачу: располагая допустимыми погрешностями (суммарными) системы, включающей: целеполагание, целедостижение, целереализацию, контроль цели, можно было бы получить информацию о соответствии их требованиям, поставленным целям и при необходимости наметить пути и методы их достижения.

Согласно сказанному, авиация – это совокупность систем, подлежащих контролю и управлению из условий эффективности и безопасности. Под безопасностью понимается не только состояние динамических систем, но и безопасность людей, их эксплуатирующих и пользующихся их услугами. Обеспечение безопасности объектов и систем связано с ограничением потерь экономической системы. Обеспечение безопасности людей связано с ограничением потерь социальных систем. Обеспечение эффективности реализуется при условии максимальной отдачи указанных выше систем, включая:

– максимальную эффективность;

– минимальные потери в процессе функционирования.

Таким образом, системы функционируют наилучшим или оптимальным образом, если оптимально соотнести затраты на обеспечение безопасности и выгоды от создания и эксплуатации таких систем.

В 2006 году в ICАО закончился многолетний период разработки нового подхода к решению проблемы безопасности полетов воздушных судов гражданской авиации, в результате которого документом DOC-9859-AN/460 была официально введена в действие концепция системы управления безопасностью полетов. Концепция ознаменовала завершение перехода от практики регистрации летных происшествий, изучения их причин, определения на основе этого изучения достигнутого уровня безопасности полетов и принятия мер, исключающих повторение уже случившихся событий, к практике более глубокого изучения процессов возникновения и развития опасных ситуаций и разработке на их основе превентивных мер.

Концепция системы управления безопасностью полетов в наиболее полном ее понимании включает:

1) установление иерархии приемлемых уровней безопасности полетов, достижение которых является целями конкретных программ работ;

2) проведение постоянного мониторинга безопасности полетов на каждом из иерархических уровней;

3) регулярную оценку на каждом иерархическом уровне соответствия текущего уровня безопасности полетов назначенному целевому приемлемому уровню безопасности полетов;

4) требования постоянного роста целевого приемлемого уровня безопасности полетов и текущего уровня безопасности полетов.

Для каждой страны система иерархических уровней может быть представлена:

– высшим мировым уровнем (ICAO);

– уровнем государства;

– уровнем органов государственной власти;

– уровнем ведомств;

– уровнем корпораций ведомств;

– уровнем отдельных предприятий и организаций.

Через такую систему программ и соответствующих им целевых приемлемых уровней безопасности полетов в постоянную работу по повышению безопасности полетов планируется вовлечь всех участников авиационной деятельности.

Показательно, что первым последователем концепции системы управления безопасностью полетов выступил Совет ICAO, который в глобальном плане повышения безопасности полетов установил целевой приемлемый для мира уровень безопасности в следующей формулировке:

а) сократить число авиационных происшествий и человеческих жертв во всем мире независимо от объема воздушного движения;

б) добиться значительного снижения частоты авиационных происшествий, особенно в регионах, где этот показатель остается высоким.

Вторая часть этой формулировки в первую очередь относится к РФ.

Как отмечалось, вторым иерархическим уровнем является уровень государств. Здесь принципиальным моментом является то, что государство, назначая приемлемый для него уровень безопасности полетов, берет на себя моральную ответственность за этот уровень перед обществом своей страны и мировым сообществом в лице ICAO, позиционирует свой воздушный транспорт по безопасности полетов по отношению к уровням других стран и мировому уровню и объявляет это от своего лица гражданам страны. В этой ситуации вопрос выбора государственного целевого уровня безопасности полетов приобретает существенно большее значение, чем простая констатация результатов статистики катастроф в отчетах Международной авиационной комиссии.

Данная монография развивает основы построения системы управления безопасностью полетов, созданной ICAO на качественном уровне, до уровня структурно-функционального синтеза и анализа. Это обеспечивает возможность проводить анализ, прогнозирование и управление безопасностью полетов гражданской авиации на системном уровне. Решение этой проблемы направлено на сокращение человеческих жертв и потерь материально-технических ценностей, т. е. потерь социальной системы и экономики.

Таким образом, безопасность полетов реализуется путем предотвращения аварий и катастроф авиационной техники согласно системному принципу контроля, прогнозирования и управления, разработанному и представленному в монографии.

3.29. «Методы и средства обеспечения безопасности полета»

Технико-технологическая среда, являющаяся одним из основных элементов среды жизнедеятельности человека, включает в себя технические и технологические объекты, созданные с использованием научных достижений. Огромная польза науки заключается в ее способности создавать необходимые предпосылки для обеспечения безошибочных действий человека, связанных с созданием новой техники или совершенствованием старой.

Наша задача – оценить эффективность самолета с целью обеспечения ее максимального значения в процессе эксплуатации. Для этого необходимо создать математические модели, позволяющие моделировать технико-экономические процессы, создаваемые самолетом. В таких моделях будем учитывать: динамику пассажиропотоков; расходы на реализацию полетов; расходы и потери, обусловленные техническими рисками (аварии, катастрофы). Полученные модели должны позволять анализировать целесообразность внедрения новой техники, например такой, как системы оптимизации расхода топлива, системы предупреждения критических режимов.

В итоге нам необходимы теоретические основы анализа, прогнозирования и управления рисками и безопасностью микроавиационных систем (самолета, вертолета): целесообразность и эффективность внедрения средств новой техники при управлении рисками и безопасностью самолета в процессе его эксплуатации.

При проектировании процесс управления риском исследуется на трех уровнях: система в целом; ОКБ в целом; функциональные системы, агрегаты, блоки, узлы функциональной системы, под влиянием внешней среды (поставщиков).

В качестве показателя потерь (риска) рассматриваются все издержки (технико-экономические), связанные с перерасходом топлива, и потери, обусловленные авариями, поломками, катастрофами авиационной техники. При этом анализируются следующие функциональные системы: оптимизации режимов пилотирования; предупреждения критических режимов, а также технологический комплекс производства летательного аппарата (ЛА). В систему оптимизации режимов пилотирования включена система контроля массы и центровки ЛА (вертолета) в полете.

Используя введенные в работе вероятностные показатели риска, а также располагая расчетными погрешностями процессов проектирования конструкции ЛА и систем, его наполняющих, подготовки производства, а также средств производства и технологий на всех этапах изготовления ЛА на достигнутом уровне научно-технического прогресса, был количественно оценен инвестиционный риск [82]82
  Живетин В.Б. Экономические риски и безопасность. – М.: Институт проблем риска, 2003. – 610 с.


[Закрыть], связанный с выполнением технического (полетного) задания. В случае несоответствия полученной оценки требованиям сегодняшнего дня намечаются первоочередные задачи в перевооружении технологической базы производства или применении (установке) принципиально новых систем управления ЛА, а также в оптимальном (с позиций экономики) перераспределении значений инвестиционного риска между средствами производства и бортовым оборудованием.

Такую задачу можно решить при наличии достаточно строгих математических моделей всей совокупности процессов, используемых при создании ЛА от начала его проектирования до достижения цели, например, максимальной (оптимальной) дальности полета. В случае отсутствия для какого-то этапа создания ЛА строгих математических моделей процессов необходимо иметь экспериментальные результаты (стендовых, трубных) исследований для ввода эмпирических соотношений в математические модели.

Введенные показатели риска и безопасности авиационных систем применимы для каждой из подсистем и системы в целом, а также для элемента системы – самолета как микроавиационной системы.

Проблема повышения безопасности и эффективности полета летательного аппарата всегда была и остается актуальной для авиастроителей, систем власти [83]83
  Живетин В.Б. Ноосферные риски систем власти. – М.: Институт проблем риска, ООО Информационно-издательский центр «Бон Анца», 2008. – 392 с.


[Закрыть]. Для решения этой проблемы в настоящее время разработаны методы расчета систем и технических средств обеспечения безопасности пилотирования. На основе этих методов в монографии разработан метод анализа и синтеза систем предупреждения критических режимов (СПКР).

Статистика показывает, что параметры, обусловливающие катастрофу ЛА, можно разбить на три основные группы:

– траектории (положение ЛА относительно центра тяжести, отклонение его от заданной траектории, в том числе отклонение от высоты и боковое отклонение, тяга двигателя, угол атаки, перегрузка, подъемная сила);

– жизнеобеспечения (давление воздуха в кабине, содержание кислорода и прочее);

– приводящие к возникновению пожара.

Ограничимся рассмотрением параметров траектории движения, измеренных в текущий момент времени, и параметров траектории на отрезке времени.

Некоторые из этих параметров практически не меняются во время эксплуатации, например многие геометрические размеры, а другие могут существенно изменяться в полете. На эти изменяющиеся параметры накладываются определенные ограничения – задаются допустимые пределы их изменения. Достижение или превышение допустимых пределов параметрами движения, которые обычно называются критическими, является весьма опасным, поскольку оно связано с аварией или катастрофой ЛА.

Например, превышение критических значений угла атаки приводит к сваливанию ЛА на крыло с последующим переходом к самовращению. Достижение критической скорости флаттера приводит к быстро увеличивающемуся по амплитуде колебанию и разрушению крыла. Для ряда параметров движения достижение критических значений связано с потерей устойчивости, управляемости, маневренности.

Таким образом, когда параметры ЛА находятся в допустимой области, полет является безопасным, а выход на границу допустимости и за нее приводит к опасной ситуации и, как правило, к катастрофе. Возникает необходимость использования соответствующих систем ограничения параметров движения или предупреждения экипажа о достижении параметром движения допустимых или критических значений. К группе параметров, ограничение которых связано с безопасностью полета, принадлежат такие параметры движения, как угол атаки α, вертикальная перегрузка n_y, число Маха М и др.

Многие из этих параметров зависят от изменения высоты полета, полетной массы и других параметров. Это затрудняет работу летчика, требует от него дополнительных затрат времени для оценки допустимости того или иного режима полета. В некоторых особо сложных случаях резерва времени и внимания летчика на эти дополнительные затраты может не хватить. В результате создаются предпосылки к непроизвольному выходу ЛА на критические режимы полета. Поэтому, с точки зрения обеспечения безопасности полета, большую роль играет наличие у самолета естественных или специально введенных признаков, отчетливо и заблаговременно предупреждающих летчика о приближении критических режимов.

Применение систем оповещения экипажа о приближении критических режимов одновременно с обеспечением высокой степени безопасности полета позволяет реализовывать максимальные маневренные возможности ЛА.

В настоящее время используются два пути повышения безопасности полета:

– своевременное оповещение летчика о близости опасных режимов полета путем световой, звуковой или тактильной сигнализации;

– введение в систему ручного пилотирования специальных устройств, которые автоматически ограничивают отклонение управляющих поверхностей ЛА по сигналам вычислителя, не допуская критических ситуаций.

3.30. «Системы аэромеханического контроля критических состояний»

Поле аэродинамического давления, возникающее на поверхности летательного аппарата (ЛА) в процессе полета, подлежит контролю и управлению. Это необходимо в первую очередь для обеспечения безопасности полетов, снижения эксплуатационного риска, обусловленного возникновением критических ситуаций, таких как сваливание. Кроме того, в процессе контроля и управления полем аэродинамического давления осуществляются экономичные режимы полета, обеспечивается заданная точность выполнения боевых заданий. Пространственные режимы полета (маневры) создают нестандартные условия обтекания, контроль которых с целью идентификации области опасных или безопасных состояний с помощью существующих систем (приборов) невозможен.

Особую сложность представляют полеты на динамическом потолке [84]84
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). – Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть], в турбулентной среде, имеющей резко разделенные, встречные и попутные потоки. Программы вывода из области критических состояний, а также предотвращения входа в критическую область являются сегодня актуальными. Наиболее реальный путь решения указанной проблемы связан с контролем, прогнозированием, анализом и управлением полем аэродинамических сил, базовой основой которого является поле аэродинамического давления на несущих поверхностях. Обеспечение безопасности полета реализуется путем ограничения некоторого набора параметров фазовой траектории. Этот набор параметров зависит от режима полета: стационарного, квазистационарного, динамического.

Все авиационное оборудование создано для стационарного режима полета. Исторически развитие авиационного оборудования неразрывно связано с эволюцией самолета. Начало этого процесса было положено тогда, когда ЛА мог рассматриваться как материальная точка. Для этих ЛА был характерен стационарный режим состояния поля сил аэродинамического давления, его структуры по поверхности ЛА.

В «классической» теории движения самолетов рассматриваются линеаризованные уравнения движения относительно центра масс. При этом, как правило, выделяются продольное и боковое движения и анализируется устойчивость движения «в малом» и, в некоторых случаях, переходные процессы при действии малых возмущений и при малых отклонениях рулей.

Однако рост скоростей и высот полета, послуживший причиной существенных изменений геометрических и инерционных характеристик, обусловил нелинейные зависимости при маневрах с кренами характеристик устойчивости и управляемости от параметров движения. При этом теоретически и экспериментально были обнаружены такие режимы неустойчивости, которые при упрощенном (независимом продольном и боковом) анализе не определились. Эти особенности динамики маневренных самолетов связаны с наличием перекрестных связей между параметрами, характерными для продольного и бокового движений, что обусловило совместное рассмотрение уравнений, а также необходимость анализа нелинейных дифференциальных уравнений. Необходимость такого подхода была осмыслена после ряда авиационных катастроф американских истребителей (моделей Норт Америкен F-10 °Cупер Сейбр и Белл Х-2).

Одним из возможных направлений применения поля сил аэродинамического давления является использование системы обратной связи по перепаду давления в системах автоматического управления полетом [85]85
  Использование системы обратной связи по перепаду давления в системах автоматизированного управления полетом. Дэвид В. Леви, Ян Роскэм, Пауль Д. Финт. Лабораторный центр исследования полетов NACA, Канзас 66 045, Лоуренс, Канзасский университет, 1980.


[Закрыть]. Почти на всех самолетах, оборудованных системами автоматического управления, положение рулей управления осуществляется через обратную связь по углу отклонения управляющего руля. Поскольку управляющая сила часто линейно зависит от положения руля, этот тип обратной связи работает хорошо. Однако во многих случаях необходимо вводить переменный коэффициент усиления обратной связи, соответствующий пространственному положению самолета в полете, динамическим изменениям давления, числу Маха или их комбинациям. Это особенно важно в нештатных режимах, в том числе для гражданской авиации. При этом отмечаются следующие возможности применения обратной связи по перепаду давления:

– управление углом атаки;

– парирование нагрузки от порыва ветра;

– предотвращение срыва потока на несущих поверхностях ЛА.

В работе [86]86
  Active eliminating of stall conditions. Marcel Kretz, «Vertica». – 1982. – V. 6. – № 1. – P. 49–58.


[Закрыть] предлагается контролировать угол атаки на поверхности датчиками давления, расположенными на расстоянии приблизительно (10÷15)% хорды от ее начала. Перепад давления, как отмечает автор, здесь пропорционален углу атаки или углу скольжения на вертикальном оперении. Таким образом, выдерживание постоянного перепада давления будет эквивалентно выдерживанию постоянного угла атаки для данных полетных условий. При этом датчик перепада давления, расположенный на несущем крыле, будет контролировать (управлять) отклонение руля высоты.

Парирование порывов ветра в данной системе осуществляется не за счет сигналов отклонения от траектории, а за счет сигналов об изменении сил давления, когда еще нет отклонений ЛА. При этом датчики перепадов давления размещаются на крыле и хвостовом оперении на одном и том же расстоянии по хорде. В результате датчик на правом крыле будет контролировать положение правого элерона, в то время как датчик на левом крыле будет контролировать положение левого элерона. Элеронам будут предписываться отклонения независимо друг от друга, поэтому для того, чтобы компенсировать несимметричный порыв ветра, изменятся величина давления, результирующая подъемная сила и момент крена. Руль высоты и руль направления будут сохранять моменты тангажа и рыскания в равновесии.

Предупреждение срыва достигается применением датчиков перепада давления, подобных датчикам, рассмотренным для угла атаки а. Ограничивая перепад давления, мы воздействуем на α и предотвращаем срыв при любом весе самолета, а также срыв в динамическом режиме полета.

Следующим потребителем информации о поле аэродинамических сил является вертолет. Рассмотрим это направление на примере активной системы устранения срывного флаттера лопасти [87]87
  Active eliminating of stall conditions. Marcel Kretz, «Vertica». – 1982. – V. 6. – № 1. – P. 49–58.


[Закрыть]. Предотвращение срыва потока, имеющего место на лопастях вертолета, является актуальной задачей. Это обусловлено требованиями маневренности и желанием эксплуатирующих организаций перевозить грузы максимально допустимого веса. В ходе исследований, начатых в 1970 году и осуществляемых в течение нескольких лет в рамках контрактов французского правительства, основной упор делается на активную систему устранения срывного флаттера лопастей [88]88
  Active eliminating of stall conditions. Marcel Kretz, «Vertica». – 1982. – V. 6. – № 1. – P. 49–58.


[Закрыть]. В этих работах для активного управления срывом лопастей используется информация о поле сил аэродинамического давления для формирования сигнала управления углом тангажа таким образом, чтобы не происходил срыв потока. С этой целью строится следящая система для управления распределением давления на лопастях.

Как показывают эксперименты, комбинация срывного и вихревого противодействий, приводящая к внезапному повышению давления подсасывания на передней кромке, имеет место, когда лопасть находится в четвертом квадранте, т. е. при ψ = 270º÷360º. При этом давление на передней кромке особенно чувствительно к срыву, следовательно подходит для распознавания условий, близких к срывным. Чтобы исследовать проблему количественно, предпочтительнее иметь дело с коэффициентом давления С_р, чем с абсолютным давлением. В таком подходе предотвращение срыва решается путем ограничения величины C_p. Когда величина C_pmax начала срыва известна, тогда ее можно использовать в качестве сигнала рассогласования для того, чтобы избежать отрыв потока на аэродинамической поверхности. При этом необходимо вводить цепь с обратной связью, в которой используется информация о величине C_p, а также силовой привод для обеспечения условия C_p < C_pmax.

Таким образом, использование информации о перепаде давления, измеренного в характерных точках на поверхности ЛА, является перспективным. Такая информация в измерительных системах используется давно [89]89
  Андерсен Дж., Кайтон М. Система сбора, обработки и выдачи воздушных (аэродинамических) данных. – В кн.: Самолетные навигационные системы. – М., 1973. – С. 360–377.


[Закрыть][90]90
  Горлин С.М., Слизингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. – М.: Наука, 1964. – 720 с., ил.


[Закрыть]. Однако в известных системах она применяется для измерения невозмущенного потока, в том числе с помощью приемников воздушного давления (давления торможения и статического давления), что не полностью характеризует состояние конкретного ЛА, а определяет лишь собственно движение его как материальной точки. Исследование таких систем проведено в монографии [91]91
  Экспериментальные исследования по аэродинамике вертолета //Под ред. Мартынова А.А. (Антропов В.Ф., Бурков Г.Н., Дьяченко А.С. и др.). – М.: Машиностроение, 1980. – 240 с.


[Закрыть], в которой указывается на недостаточную точность функционирования таких измерительных систем при больших значениях углов атаки и скольжения, что приводит к нарушению адекватности между состоянием ЛА и его информационной моделью. Перспективные измерительные системы, как отмечено в работах [92]92
  Андерсен Дж., Кайтон М. Система сбора, обработки и выдачи воздушных (аэродинамических) данных. – В кн.: Самолетные навигационные системы. – М., 1973. – С. 360–377.


[Закрыть][93]93
  Горлин С.М., Слизингер И.И. Аэромеханические измерения. Методы и приборы. – М.: Наука, 1964. – 720 с., ил.


[Закрыть], должны включать в себя вычислители воздушных параметров, работающие с более высокой точностью.

К настоящему времени проведен определенный объем исследований по разработке компенсационного алгоритма измерения статического давления P_ст, динамического давления P_дин, угла атаки α. При этом строилась модель погрешностей, обусловленных влиянием возмущений, вносимых ЛА. Работы проводились в Летно-исследовательском институте.

В представленной монографии решается задача построения алгоритмов обработки первичной информации, которая представлена в виде дискретных значений поля сил аэродинамического давления на несущих поверхностях ЛА, с целью определения значений его воздушно-скоростных параметров состояния. Поскольку техническая реализация съема давлений возможна только в дискретных точках поверхности ЛА, то возникает задача об установлении адекватной связи между значениями давлений в этих точках и интегральными аэродинамическими характеристиками ЛА в целом и его частей. В связи с этим, опираясь на экспериментальные данные, полученные в аэродинамической трубе Казанского авиационного института, и расчетно-экспериментальные работы Центрального аэрогидродинамического института 1972–1976 годов, автор выдвинул гипотезу о линейной зависимости между коэффициентом подъемной силы C_y и коэффициентом перепада давления в отдельной точке или нескольких точках по хорде сечения крыла. Позднее в монографии [94]94
  Живетин В.Б. Аэромеханический контроль (элементы теории и эксперимента). -Казань: Казанское математическое общество, 1999. – 200 с.


[Закрыть] был представлен график линейной зависимости между C_y и , полученный экспериментальным путем при исследовании вертолетных винтов.

Доказанная в монографии теорема о линейной зависимости между коэффициентами подъемной силы и перепада давления на профиле, получившая у специалистов высокую оценку в следующем виде: «Доказательство очень красивое и вносит вклад в теорию профиля. Здорово!» (доктор физико-математических наук, профессор Казанского государственного университета Маклаков Д.В.), применена в задачах построения алгоритмов обработки аэрометрической информации для вычисления параметров состояния ЛА в полете. На основе полученных алгоритмов разработаны способы и построены системы измерения параметров состояния ЛА, которые защищены авторскими свидетельствами.

Часть монографии посвящена анализу и структурному синтезу систем контроля и управления, на каждую из которых получено авторское свидетельство, в том числе – способам измерения и контроля аэродинамических сил и моментов, а также угла атаки скоростного напора. В основу синтезированных устройств положены полученные в монографии функциональные свойства коэффициента перепада давления, измеренного на несущих аэродинамических поверхностях. Для разработанных устройств проведен анализ качества стабилизации летательного аппарата, определены условия автономности и инвариантности его параметров движения. Приведенные материалы летных испытаний аэромеханических устройств подтвердили целесообразность их использования при эксплуатации вертолетов и самолетов.

Таким образом, при установлении определенным образом датчиков перепада давления на несущих поверхностях ЛА, при использовании алгоритмов обработки информации представляется возможным синтез систем контроля, например, таких параметров траектории полета, как: угол атаки α относительно вектора воздушной скорости V_в; воздушная скорость полета V_в; масса т самолета в полете; положение центра тяжести х_Т самолета в полете; статическое давление Р_cm. Синтезированные таким образом системы контроля позволяют не только измерить эти параметры, но и строить области их критических (допустимых) значений.