авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 |   ...   | 5 | 6 || 8 | 9 |

«Фонд поддержки творческих инициатив студентов Посвящается 75-летию МАИ и 100-летию со дня рождения А.И.Микояна ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУИРОВАНИЕ И ...»

-- [ Страница 7 ] --

0. 0., - 0. - 0. 0 5 10 15 20, Рис. 4. Ошибка квантования модели сигнала Заключение В работе представлена система измерения сигналов при оценке ЭМС тех нических средств во временной области, позволяющая эффективно конкуриро вать с традиционными измерительными системами на основе анализаторов спектра.

Предложен алгоритм адаптивного выбора порогов для каждого АЦП сис темы многоуровневого квантования, основанный на типе и форме измеряемого сигнала. Этот алгоритм позволяет значительно увеличить динамический диапа зон измеряемых сигналов. Показано, что увеличение числа АЦП с одного до трех позволяет расширить динамический диапазон квантованного сигнала на дБ. Сравнение результатов измерений и компьютерного моделирования под твердило возможность оценки спектра мощности маломощных импульсных сигналов, замаскированных мощными компонентами.

Проведенное компьютерное моделирование и экспериментальные иссле дования показали, что применение трехуровневого аналого-цифрового преоб разователя позволяет эффективно различать компоненты сигнала, имеющие различие в уровне спектра мощности более чем на 35 дБ.

Библиографический список 1. Кузнецов Ю.В., Баев А.Б., Ноздрин В.В., Шевгунов Т.Я. Исследование алгоритма обна ружения побочного электромагнитного излучения компьютеров. 4-я Международная конференция и Выставка «Цифровая обработка сигналов и ее применения». М., февраль 2002. С. 326-329.

2. F. Krug, T. Hermann, and P. Russer. Signal Processing Strategies with the TDEMI Measure ment System. In 2003 IEEE Instrumentation and Measurement Technology Conference Pro ceeding. May 20-22. Vail, USA. Pp. 832-837, 2003.

3. F. Krug, T. Hermann, and P. Russer. A Novel EMC Testing Technique based on Time Domain Methods. In The 19th Annual Review of Progress in Applied Computational Electromagnetics.

March 24-28, 2003. – Monterey, CA, 2003.

4. S. Braun, F. Krug, and P. Russer. A Novel Automatic Digital Quasi-Peak Detector for a Time Domain Measurement System. In 2004 IEEE International Symposium On Electromagnetic Compatibility Digest, August 9-14, Santa Clara, USA, 2004.

Ю.В. Бухарев, Ю.В. Котов Московский авиационный институт (государственный технический университет) РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА МОНОИМПУЛЬСНОЙ ФАР НА РАДИАЛЬНОМ ВОЛНОВОДЕ В последнее время в качестве волноводной системы возбуждения, хоро шо сопрягаемой с волноводными излучателями, стали использовать радиаль ный волновод (РВ) [1, 2], принципиальным достоинством которого является эфирный (по РВ) способ возбуждения излучателей (рис. 1), исключающий фи дерные схемы деления с их неприемлемыми массо-габаритами (особенно при большом числе элементов ФАР N 1000) и малый продольный размер.

Кроме того, РВ или его модификации в режиме приёма могут возбуж даться системой штырей и формировать моноимпульсную ДН. Заметим, что построение распределительной системы (РС) многоэлементной ФАР в тради ционном варианте с фидерной разводкой – достаточно сложная задача.

Рис. 1. Моноимпульсная ФАР на РВ При этом РВ может возбуждаться от генератора СВЧ со стороны края круглого периметра РС сходящимися радиально-цилиндрическими волнами (рис. 1), что обеспечивает повышенную электрическую прочность в передаю щем режиме. Ниже на основе модернизированного метода наведенных ЭДС рассмотрено решение электродинамической задачи возбуждения РС на основе РВ, обеспечивающий задание ФАР с помощью штыревой структуры. При этом полагается, что РВ возбуждается радиальной волной с края, а размещение эле ментов (N 1000) по апертуре ФАР имеет квазигексагональный (близкий к гексагональному) и плотный (d ~ 0.5) характер. Проведено решение электро динамической задачи по нахождению оптимального вектора длин зондов li с использованием аппарата функций Грина для рассматриваемой области – РВ, с учётом взаимодействия штырей в этом волноводе.

1. Нахождение функции Грина радиального волновода Рассмотрим цилиндрический радиальный волновод [3], состоящий из двух идеально проводящих пластин радиуса R, высота волновода h (рис. 2).

Рис. 2. Возбуждение РВ диполем Допустим, что РВ возбуждается электрическим диполем, плотность тока которого можно записать в виде I = z0 (r a )I z (z )e jt, 0 z l, (1) где a – радиус диполя;

l – длина диполя. Электромагнитное поле можно пред ставить через компоненту векторного потенциала Az(r,z), которая удовлетворяет неоднородному уравнению Гельмгольца:

2 Az (r, z ) + k 2 Az (r, z ) = 0 (r a )I z (z ), k = 2, (2) где - длина волны в РВ.

Из однородных уравнений Максвелла rotE = j 0 H, rotH = j 0 E (3) получим j 2 Az Az 1 Az + k 2 Az, H = Er =, Ez = 2, j0 0 zr 0 r k z (4) E = H r = H z = 0.

Компоненты E=Hr=0, так как поле по координате однородное, поэто му = 0.

Решение уравнения (2) запишем в виде l ( Az ( r, z ) = 0 I z ( z ') G ( r, z;

a, z ') dz ', ) z' где G (r, z;

a, z' ) - функция Грина. После подстановки (5) в (2) получим 2G + k 2G = ( r a ) ( z z '). ( ) Учитывая, что = 0, запишем:

1 2 ( r + k 2 + 2 G ( r, z;

a, z ') = ( r a ) ( z z ').

) r r r z Из выражения (7) с помощью простых преобразований можно легко получить функцию Грина в радиальном волноводе:

j a n n ( n J 0 ( knr ) H 0(2) ( knr ) cos z cos z '.

G ( r, z;

a, z ' ) = ) 2h h h n = 2. Расчёт элементов матрицы взаимных сопротивлений коллекторной решётки Для решения электродинамической задачи в дальнейшем использован универсальный аппарат матрицы параметров. При использовании метода наве денных ЭДС в качестве искомой матрицы наиболее удобна матрица взаимных сопротивлений. Определим элементы этой матрицы.

Рис. 3. Штыри в радиальном волноводе Рассмотрим два штыря: i, j в РВ (рис. 3). Необходимо найти собственные и взаимные сопротивления этих штырей.

Для этого используется метод наведенных ЭДС при допущении, что токи на вибраторах имеют синусоидальную форму [1]:

sin k ( li zi ) = 2 ali ( zi ).

Ii = Ii ( 0 ) (9) sin ( kli ) Выражение для определения взаимного сопротивления запишется в виде I iG ( i j ) I j dSi dS j, Z ij = (10) I i ( 0 ) I j ( 0 ) Si S j здесь аi и aj – радиусы;

li и lj – длины штырей i и j;

Ii(0) и Ij(0) – токи в точке за питки вибраторов;

G(ij) – функция Грина (8).

Собственное сопротивление Zii штыря i можно найти двойным интегри рованием по поверхности Si. Сами интегралы в (10) определяются с использо ванием теоремы сложения цилиндрических функций:

{cos ( kli ) cos ( n li h )} ;

(11) W0 k 2 kli W I (k a ) K (k a ) J 0 ( kai ) H 0 ( kai ) tg j (2) Z ii = kn2 sin 2 ( kli ) h n=1 0 n i 0 n i 4kh kl kl Wk W J 0 ( kai ) J 0 ( ka j ) H 0 ( kd ) tg i tg j j 0 I 0 ( kn ai ) I 0 ( kn a j ) K 0 ( kn d ) (2) Z ij = h n= 2 4kh (12) {cos ( kl ) cos ( n l h )}{cos ( kl ) cos ( n l h )} i i j j, k sin ( kl ) sin ( kl ) n i j где d – расстояние между штырями i и j.

3. Алгоритм расчёта ФАР и её характеристик Для расчёта ФАР и её характеристик разработан алгоритм, который учи тывает все геометрические параметры и описанные выше электродинамические эффекты.

1. Задаётся стартовый (равномерный для всех позиций) вектор длин зондов коллекторной решётки li (li/=0.128).

2. Вычисляется матрица параметров коллекторной решётки (КР) [Z].

3. Из уравнения (согласно методу наведенных ЭДС):

eк = I [ Z ], (13) где eк = E z hк0) ;

hk(0) - действующие длины зондов, Еz – компонента воз ( буждающего поля, которые получены в работе [4]. Если возбуждение РВ происходит с краев, а не из центра, как показано в [4], то возбуждающее по ле Ez перепишется в виде (14) Ez (r ) = H 0 (kr ) H 0 (kb) H 0 (kr ) / H 0 (kb) / H 0 (k R ), (1) (1) (2) (2) (1) где b – радиус центрального короткозамыкателя, R – радиус РВ.

4. Определяется ток I на входах зондов КР:

I = eк [Z ]1. (15) 5. По полученным I из (15) определим мощность, которая поглощается («от сасывается») штыревой структурой из РВ в волноводные каналы (см. рис. 1):

r11 r12... r1N I.......

( ) I ** * Pвх = I1, I 2,..., I N =.........

(16) rN 1 rN 2... rNN IN NN I n rnk I k = P1 + P2 +... + Pn +... + PN, * = N = 1656, n =1k = где I * - комплексно-сопряженный вектор токов, rnk – реальная часть элементов матрицы [Z];

Рn – парциальная мощность, «отсасываемая» од ним элементом.

6. Зависимость нормированного АФР тока в апертуре ФАР от мощности I АФРn Pn, n = 1...1656. (17) 7. По найденному АФР находим основные ДН АР:

N f АР (, ) = I АФРn f n (, ) exp ( k0 sin( )cos( ) + k0 sin( )sin( ) ), (18) n = Результаты расчётов по приведённому выше алгоритму отражены на рис. 4, 5.

На рис. 4 представлены АФР тока по раскрыву волноводной ФАР, по строенной по схеме рис. 1.

Рис. 4. АФР тока по раскрыву ФАР:

а – экспериментальные данные;

б – расчётные данные Расчётные (рис. 4, б) и экспериментальные (рис. 4, а) исследования на ма кете показали их качественное соответствие, однако количественные оценки различны, что выражается в разнице «разброса» амплитуд тока в пределах кольца (рис. 4) ФАР. Это можно объяснить различием в амплитудном возбуж дении РВ по азимутальной () координате: при расчёте оно выбрано равноам плитудным, а при экспериментальных исследованиях – в форме азимутальной «ромашки», полученной из-за конструктивных особенностей волноводного возбудителя из 32-х волноводов, расположенных осесимметрично на первом этаже РС. В ДН (рис. 5) эта особенность возбуждения сказывается в росте бо кового фона ( = 76,682%), уменьшении КИП (с 0.45 до 0.27) и падении КНД (с 35.53 дБ до 33.418 дБ).

Рис. 5. Экспериментальные и расчётные ДН На основании всего приведенного выше материала можно сделать сле дующие выводы.

1. Проведено решение электродинамической задачи по нахождению оптималь ного li КР с учётом эффекта их взаимодействия в РВ.

2. Разработан алгоритм и программное обеспечение (ПО) для нахождения li по заданным критериям.

3. Проведено комплексное исследование структуры РВ для оптимизации кон струкции моноимпульсной ФАР на РВ.

Библиографический список 1. Miyashita H., Katagi T. Radial Line Planar Monopulse Antenna // IEEE Trans Antennas Propa gat, vol.44. 1996. №8.

2. Takada J., Takahashi M., Ando M., Ito K., Goto N. The optimum aperture illumination design in single-layered radial line slot antennas // Proc. IEICE Fall Conf.B-73, 1992, Sept., Pp. 2-73.

3. Tomasic B., Hessel A. Electric and Magnetic Current Sources in the Parallel Plate Waveguide// IEEE Trans Antennas Propagat, vol.35. 1987. №11.

4. Тонг Суан Дай. Дисковая антенна для широкоугольного сканирования // Антенны. Т.60, 2002. №5. С. 9-15.

А.С. Лисенков Московский авиационный институт (государственный технический университет) РАЗРАБОТКА МОДУЛЯ «ХАРАКТЕРИСТИКИ ОБНАРУЖЕНИЯ РЛС (РЕЖИМ «ОБЗОР») ЭЛЕКТРОННОЙ БАЗЫ ЗНАНИЙ И ДАННЫХ»

Известно, что в проектировании сложных технических систем, к которым относятся и многофункциональные (МФ) РЛС, участвуют многочисленные и разнородные группы специалистов. Для обеспечения их эффективного взаимо действия при работе над общим проектом необходимо координированное ис пользование баз знаний и данных, создаваемых с применением современных информационных технологий.

Одной из ключевых задач, решаемых МФ РЛС, является обнаружение це лей при обзоре воздушного пространства. Поэтому статья посвящена разработ ке модуля, аккумулирующего информацию о характеристиках обнаружения РЛС в режиме «Обзор», для создаваемой электронной базы знаний и данных.

Модуль представляет собой программный продукт, описывающий процедуры расчёта характеристик обнаружения РЛС в имитационно-вычислительной среде (ИВС) MathCAD и преобразования входных / выходных данных в Web - формат (HTML).

Программный модуль состоит из файлов, которые хранятся в виртуаль ной папке на сервере:

форма (интерфейс, разработанный языком гипертекстовой разметки HTML) для заполнения и передачи исходных данных;

модель расчёта характеристик обнаружения в ИВС;

текстовые файлы для хранения входных и выходных данных;

файлы, созданные языком сценариев Hypertext Preprocessor (гипертексто вый препроцессор) и обеспечивающие взаимодействие интерфейса, модели и текстовых файлов.

На основе анализа пространственно-временных характеристик зоны обзо ра РЛС оценивались максимально допустимые интервалы накопления энергии сигнала. Далее формулировалась задача обнаружения сигнала на фоне внутрен них шумов приёмника. Принималось, что в качестве зондирующих сигналов в импульсно-доплеровской (ИД) РЛС используется когерентная пачка прямо угольных радиоимпульсов с различной частотой повторения.

Рис. 1. Результирующие характеристики обнаружения для сигнала с полностью известными параметрами Рис. 2. Иллюстрация влияния временного стробирования при когерентном накоплении На этапе расчета характеристик обнаружения (зависимость вероятности правильного обнаружения от отношения сигнал / шум для заданных значений вероятности ложной тревоги) при когерентном накоплении использовался кри терий Неймана – Пирсона. На этапе некогерентного (цифрового) накопления использовался критерий «m из М».

Рассмотрены три ситуации обнаружения:

1) для полностью известного сигнала;

2) для сигнала со случайной начальной фазой;

3) для сигнала со случайными начальной фазой и амплитудой.

Для расчета относительного порога обнаружения q0 по заданной вероят ности ложной тревоги использовался итерационный алгоритм, реализующий метод последовательного приближения. На полученных характеристиках обна ружения выделены области низкой (1), средней (2) и высокой (3) достоверно сти. Для определения границ этих областей с достаточно высокой степенью точности использовались алгоритмы, основанные на методе последовательных приближений, и специальная функция Mathcad Trace. В качестве примера на рис. 1 представлены результирующие характеристики обнаружения для сигнала с полностью известными параметрами. Буквами СН обозначены границы об ластей при совместном когерентном и некогерентном накоплении при логике «2 из 5», а буквами КН – границы тех же областей, только при когерентном на коплении.

При оценках энергетических параметров учитывалось временное строби рование сигналов в ИД РЛС. Влияние временного стробирования на характери стики обнаружения при когерентном накоплении иллюстрируются на рис. 2.

Здесь цифрами 1.1, 2.1, 3.1 обозначены области достоверности характеристик обнаружения, найденных с учётом стробирования, а цифры 1.2, 2.2 и 3.2 соот ветствуют таким же областям достоверности, но вычисленными без учёта стро бирования.

Анализ полученных зависимостей показывает, что процедура совместно го накопления позволяет снизить требования к параметру обнаружения в 1,5 – раза. Использование временного стробирования сигнала также позволяет сни зить требования к параметру обнаружения в Q раз. Например, при Q = снижение составляет 5 дБ.

На рис. 3 представлены зависимости накопленной вероятности правиль ного обнаружения ( Dнак ) от вероятности правильного обнаружения на этапе ко герентного накопления (D) при использовании критерия “m из M”. Значение m = 1, 2, 3, 4 и 5, а M = 5.

Ниже рассмотрен пример реализации программного модуля «Расчет от носительного уровня порога и параметра обнаружения при когерентном накоп лении». При этом использованы рассмотренные выше алгоритмы расчёта ха рактеристик обнаружения. На рис. 4 представлена стартовая страница про граммного модуля (форма для заполнения и передачи исходных данных).

Исходными данными являются: вероятность ложной тревоги (F), вероят ность правильного обнаружения (D) и скважность излучаемого сигнала (Q).

Рис. 3. Иллюстрация влияния критерия обнаружения на накопленную вероятность Dнак После ввода исходных данных пользователь нажимает кнопку “вычис лить”. Затем загружается страница с уведомлением о введённых исходных дан ных и запускается модель расчёта относительного порога и параметра обнару жения. После нажатия кнопки «рассчитать» пользователь получает результат моделирования. На рис. 5 изображена страница (HTML) с результатами моде лирования и возможностью перехода на стартовую страницу (кнопка «на глав ную»):

Рис. 4. Стартовая страница программного модуля Рис. 5. Страница (HTML) с результатами моделирования Выводы 1. Временное стробирование принимаемых сигналов в ИД РЛС на этапе коге рентного накопления значительного уменьшает энергетические затраты при обнаружении сигнала.

2. Процедура цифрового накопления, используемая дополнительно к этапу ко герентного накопления, позволяет снизить требования к параметру обнару жения.

3. Установленные границы областей достоверности обнаружения могут ис пользоваться в экспертных системах “электронный помощник лётчика” для автоматического отбора отметок целей, отображаемых на экране индикатора РЛС.

Библиографический список 1. РЭС: основы построения и теория. Справочник / Под ред. Я.Д. Ширмана. - М.: ЗАО «МАКВИС», 1998.

2. Мелони Дж. PHP 4 в действии. – М.: Лучшие книги, 2002.

Г.В. Меркишин, Д.С. Потапов Московский авиационный институт (государственный технический университет) СИСТЕМА РАДИОВИДЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ Система радиовидения представляет собой набор уникальных техноло гий в области радиолокации, с помощью которых можно решить большое чис ло различных хозяйственных и научных задач [1]. В данной статье рассматри вается система радиовидения технических объектов, т.е. искусственных объек тов с металлической поверхностью. Это могут быть как наземные, так и воз душные объекты (автомобиль, самолет и т. п.).

Основным назначением таких систем радиовидения является распознава ние воздушных объектов – идентификация типа ЛА и распознавание наземных технических объектов.

Объект с металлической поверхностью характеризуется тем, что интен сивность радиосигнала, отраженного от отдельных элементов объекта, во много раз превышает сигнал от соседних элементов, поверхность которых имеет не сколько иной угол наклона (рис. 1 [2]). Такими структурными элементами яв ляются выпуклые поверхности, создающие «блестящую» или «зеркальную»

точку (фюзеляж самолета, его двигатели). На рис.1 представлено радиоизобра жение самолета Boeing-727, из которого видно наличие у данного самолета та ких центров отражения – например, три двигателя больших размеров, располо женных в задней части фюзеляжа.

Рис. 1. Радиолокационное изображение самолета Boeing-727в изометрии Таким образом, структурное изображение наблюдаемого объекта целесо образно создавать на основе отдельных изображений элементов его конструк ции, дающих сильный отраженный сигнал, который можно уверенно прини мать на фоне внутренних и внешних шумов и помех.

Необходимо отметить, что для решения задачи распознавания объекта важным моментом является постоянство структурного изображения в большом диапазоне углов ракурса наблюдаемых объектов, для того чтобы при сравнении изображения с эталоном избежать трудоемкой процедуры перебора с малым шагом дискретизации по углам наблюдения, обусловливающим большие вы числительные затраты и объем аппаратуры. С этой точки зрения описанный подход к построению структурного изображения обладает заметными преиму ществами: при изменении ракурса наблюдения «блестящая» точка на выпуклой поверхности перемещается в относительно небольших пределах, благодаря че му структура относительного расположения «блестящих» точек объекта сохра няется в большом диапазоне углов визирования.

Необходимым условием обеспечения режима радиовидения является по лучение высокой разрешающей способности по дальности и углу. Требуемую разрешающую способность по дальности можно получить, используя сигналы с широким спектром. Для повышения разрешающей способности по углу необ ходимо применение антенны с большой апертурой. Необходимый размер апер туры в системах радиовидения достигается формированием в процессе полета синтезированной апертуры (СА), на которой фиксируется пространственное распределение амплитуды и фазы отраженного сигнала.

Использование фазовой информации в радиолокаторе с СА обусловлива ет ограничения разрешающей способности. Эти ограничения связаны с ошиб ками измерения фазы из-за нестабильности и неравномерности движения при емной антенны на этапе формирования синтезированной апертуры (например, из-за действий экипажа или автопилота при поддержании заданного курса по лета самолета), нестабильности опорной фазы, турбулентности среды распро странения сигнала.

Рассмотрим возможность использования только амплитудной информа ции при восстановлении изображения, регистрация которой не вызывает осо бых затруднений и которая практически не подвержена влиянию искажающих факторов, действующих при измерении фаз.

В оптическом диапазоне для оценки габаритов объекта используются го лографические методы, в частности – метод голограммы интенсивности, в со ответствии с которым на приемной апертуре регистрируется распределение ин тенсивности сигнала – голограмма интенсивности [3]. Преобразование Фурье голограммы интенсивности дает функцию автокорреляции объекта, по которой можно получить определенную информацию о размерах объекта.

Исследование структуры голограммы интенсивности показывает, что ее можно представить как линейную сумму пространственных гармоник, каждая из которых обязана своим появлением интерференции сигналов от различных пар «блестящих» точек [4]. В зоне Фраунгофера пространственная гармоника, образованная взаимодействием сигналов, отраженных от точек i и j множества N, содержащего n отражателей, будет иметь вид x xj E 2 Ai Aj y yj + i + 2 zij, cos k i Gij = 2 (1) ( z ) z z где Е – амплитуда поля в области отражающих точек;

Ai, Aj – коэффициенты отражения i-й и j-й точек;

– длина волны излучения;

z – расстояние от плоско сти приема до области отражающих точек;

k=2/;

xi, xj, yi, yj – координаты i й и j-й точек по осям и соответственно в плоскости xy, связанной с про странством отражателей;

z – проекция расстояния между i-й и j-й точками на ось z [4] (рис. 2, а).

Выделив с помощью спектрального анализа параметры отдельных гармо ник (амплитуду и частоту), по ним можно определить относительное положе ние отражателей («блестящих» точек) и таким образом восстановить структур ное изображение объекта.

Периоду пространственных гармоник Tij соответствуют в плоскости ху два возможных относительных положения отражателей i и j, формирующих гармонику Gij.

Обозначенная через Iij операция размещения проекции на плоскость ху точки j относительно точки i на основании значений периода Tij по осям и гармоники Gij, представлена на рис. 2, б. Так как определяются относительные координаты точек i и j, а не их абсолютные значения, то положение исходной точки i в плоскости ху выбирается произвольным.

x y Ij'k k' j' y j' j xi Iij i i z i Ijk j z x j k yi x y а б в Рис. 2. Относительные положения точек i, j, k Три отражателя дают в плоскости три гармоники Gij, Gik, Gjk, для кото рых на основе операций I можно двузначно зафиксировать относительные по ложения точек i, j, k.

Обозначим через Zijk операцию размещения в плоскости ху точки k отно сительно точек i и j [4]:

{k, k } = ( I ik I jk ) ( I ik I jk ). (2) Графическое изображение Zijk представлено на рис. 2, в [4]. Исходное множество N определяется двузначно [4]:

n N N = UZ, (3) ijk k i, j где N' – отражение N в точке i.

Получаемая при этом двузначность изображения не играет существенной роли в задаче опознавания наблюдаемых объектов.

Рассмотрим диаграмму переизлучения известного двухмоторного самоле та В-26 рис. 3 [5]. Из характера диаграммы видно, что на участке углов 120 – 150 она формируется в основном двумя «блестящими» точками, так как рас пределение сигнала в зоне Фраунгофера, изображенного в координатах интен сивность – расстояние, в направлении оси самолета представляет собой кри вую, близкую к гармонической функции, что соответствует интерференции сигнала от двух источников излучения. Этими «блестящими» точками, очевид но, являются левый двигатель и носовая часть фюзеляжа с малым радиусом крутизны поверхности.

Рис. 3. Самолет В-26 и его диаграмма переизлучения (=10 см) Проведем расчет расстояния между «блестящими» точками в направле нии, перпендикулярном линии визирования (наблюдения). Из рис. 3 видно, что угол между пиками двух лепестков диаграммы переизлучения на указанном учатке т=1. При дальности до объекта наблюдения z=10км имеет период про странственной гармоники Т=z·т=104/57175 м, откуда из (1) х=z/Т= =0,1·104/1755,7 м.

Диаграмма переизлучения в области углов, близких к оси самолета, явля ется суммой трех пространственных гармоник, из которых две имеют значи тельно большую амплитуду, чем третья. Эти две гармоники создаются сигна лами, отраженными от фюзеляжа и левого и правого двигателей. Период этой пространственной гармоники, посчитанный аналогичным образом, составляет 263 м, а расстояние между «блестящими» точками 3,8 м. Реальное расстояние между элементами конструкции самолета, создающими рассматриваемые «бле стящие» точки, составляет соответственно 5,5 и 3,4 м.

Структурная схема системы, реализующей предлагаемый метод, пред ставлена на рис. 4. Объект наблюдения облучается в процессе полета самолета зондирующими импульсами передатчика (Прд), поступающими через антенный переключатель в антенну. Отраженные сигналы с выхода приемника (Прм) де тектируются, и их амплитудное распределение вдоль трассы полета обрабаты вается в ЭВМ. В процессе движения самолета формируется синтезированная апертура необходимых для заданной разрешающей способности размеров.

СА АП Детектор Блок памяти Прд Прм ЭВМ огибающей амплитуд импульсов Рис. 4. Структурная схема информационной системы Предлагаемая система может быть реализована на существующих РЛС путем организации канала измерения амплитуды отраженного сигнала.

Алгоритм распознавания наблюдаемого объекта на борту ЛА следующий.

1. На формируемой РЛС карте местности выделяется яркая точка, которая мо жет являться интересующим наблюдателя объектом (из-за ограниченной раз решающей способности весь объект представляется в виде одной точки и не может быть идентифицирован).

2. В течение некоторого времени полета измеряется амплитуда радиосигналов, пришедших от этого объекта, и записывается в память ЭВМ в виде функции времени A(t). Знание скорости полета устанавливает однозначное соответствие между функцией времени A(t) и функцией расстояния A(х).

3. В результате фиксируется сумма пространственных гармоник, каждая из ко торых образована взаимодействием сигналов от разных пар «блестящих» точек наблюдаемого объекта.

4. По параметрам отдельных гармоник в соответствии с приведенным методом восстанавливается структурное изображение наблюдаемого объекта в виде про странственного расположения «блестящих» точек.

5. Затем осуществляется корреляционная обработка полученного изображения с целью идентификации наблюдаемого объекта: вычисляется корреляционный функционал для изображений ожидаемых объектов, хранящихся в памяти ЭВМ для идентификации.

Следует отметить, что рассматриваемый метод позволяет получить изо бражение в системе координат наблюдаемого объекта (а не в системе коорди нат наблюдателя), что резко сокращает число вариантов перебора по плоскопа раллельному сдвигу и углам ракурса в процедуре распознавания.

Библиографический список 1. Кондратенков Г.С. Проблемы и перспективы развития радиовидения // Радиотехника.

2000. № 1.

2. Стайнберг Б.Д. и др. Экспериментальное определение ЭПО отдельных отражающих час тей самолета // ТИИЭР. Т.77. № 5. 1989.

3. Устинов Н.Д., Матвеев И.Н., Протопопов В.В. Методы обработки оптических полей в лазерной локации. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1983.

4. Меркишин Г.В. Синтез информационных параметров интерференционной картины при амплитудной фильтрации пространственных гармоник // Радиотехника. 1987.

5. Радиолокационные устройства / Ред. Григорин-Рябов В.В. – М.: Советское радио, 1970.

Ю.В. Кузнецов, Т.Я. Шевгунов Московский авиационный институт (государственный технический университет) ИДЕНТИФИКАЦИЯ СВЧ СТРУКТУР ПО ИХ СОБСТВЕННЫМ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ ИЗЛУЧЕНИЯМ Использование СВЧ устройств требует достаточно точных методов расче та и представления сложных электромагнитных структур в сверхшироком диа пазоне частот от нуля до сотен гигагерц. Однако существующие методы моде лирования (TLM, FDTD), позволяющие выполнить анализ с высокой точно стью, требуют значительных вычислительных затрат. Так, при использовании самых современных вычислительных средств время расчета электромагнитных полей в таких структурах имеет порядок от нескольких часов до нескольких су ток. Использование методов, применяемых при расчете радиотехнических це пей, одновременно с проведением идентификации таких систем [1] позволяет значительно сократить необходимый объем вычислений и существенно умень шить время, необходимое для моделирования.

Согласно методу сингулярных разложений Баума [2], сигнал, описываю щий рассеянное электромагнитное поле, может быть разделен на ранневремен ную и поздневременную части. Параметры модели, описывающей поздневре менную часть, могут служить для проведения идентификации системы, однако для этого требуется проведение границы между частями, или по-другому – оп ределение длительности ранневременной части.

В настоящей статье представлены методы определения длительности ран невременной части и выбора порядка полюсной модели, используемой для опи сания поздневременной части. Нами предложен выбор истинного порядка мо дели на основании того факта, что набор полюсов, определяемых параметриче ским методом оценки, не зависит от того, какой участок поздневременной час ти импульсной характеристики рассматривается. Для определения передаточ ной функции по измеренным данным или результатам численного моделирова ния была использована методика восстановления импульсной характеристики на основе свойств сингулярного разложения матриц.

Восстановление частотной характеристики В общем случае спектр рассеянного сигнала Y(f) представляет собой реак цию системы на возбуждающий сигнал, обладающий конечным спектром X(f).

Тогда передаточная функция системы может быть определена как Y( f ) K Bk = H ( f )+ H( f )= Ц, (1) X(f) k =1 j 2 f pk где HЦ(f) описывает целую часть передаточной функции;

K – количество полю сов pk системы.

Восстановление импульсной характеристики устройства может быть про ведено в дискретном времени, если представить рассеянный сигнал y[n] как ре зультат свертки возбуждающего сигнала x[n] и импульсной характеристики устройства h[n], которая может быть записана в матричной форме [3]:

y0 x0 L 0 h M = M O M M = xh, (2) y N 1 xN 1 L x0 hN где N – число отсчетов данных.

Импульсная характеристика является решением системы линейных урав нений (2), для которого требуется отыскание обратной матрицы входного сиг нала x-1. Существенной трудностью является то, что матрица x оказывается плохо обусловленной. Поэтому для решения системы (2) необходимо провести аппроксимацию исходной матрицы x хорошо обусловленной матрицей меньше го ранга. Для этого используется представление матрицы на основе ее сингу лярного разложения (SVD):

x = U V T, (3) где U и V – ортонормированные матрицы размерности NN;

– диагональная матрица, состоящая из сингулярных чисел i, следующих в порядке убывания их значений.

Число обусловленности Qx матрицы возбуждающего сигнала x может быть оценено отношением максимального и минимального сингулярные чисел матрицы x.

Аппроксимация исходной матрицы x на основе сингулярного разложения заключается в том, что выбираются наибольшие сингулярные числа, такие, что отношение максимального из них к минимальному не превышало наперед за данного значения. Дополнительно к этому можно отобрать такие сингулярные числа, спектры собственных векторов которых лежат в желаемой полосе анали за системы. Тогда решение системы (2), удовлетворяющее минимуму средне квадратической ошибки, находится как h = V 1U T y, (4) D где D - усеченная матрица сингулярных чисел.

Выбор параметров модели После определения отсчетов импульсной характеристики необходимо ее описание подходящей моделью. Целиком импульсная характеристика может быть представлена суммой [4]:

K [ n] + h [ n] + e [ n] = h [ n] + k zkn + e [ n], h [ n] h Ц П Ц (5) k = где hЦ[n] обозначает ранневременную, или целую, часть импульсной характе ристики, а hП[n] – поздневременную часть, описываемую посредством полюсов zk = exp(sk·Tд) и их вычетов k (Tд – период дискретизации).

Методы параметрической оценки полюсов и вычетов, например метод матричных пучков (MPM), требуют задания порядка полюсной модели K. Вы бор правильного порядка является сложной задачей. С одной стороны, увели чение порядка приводит к повышению точности аппроксимации, но с другой стороны, избыточное число полюсов может приводить к тому, что позиции не которых из них будут зависеть от части импульсной характеристики, предла гаемой методу.

Метод матричных пучков пытается подобрать аппроксимацию предложен ~ ной ему импульсной характеристики (или ее части) полюсной моделью h [n] за данного порядка.

Относительная среднеквадратичная ошибка (RMSE) является интегральной оценкой точности аппроксимации выбранной моделью:

(h h ) % n n RMSE = (6).

n h n n Другим предлагаемым нами критерием выбора порядка модели является стабильность положения полюсов на z-плоскости. Этот критерий требует спе циального инструмента, позволяющего дать количественную оценку степени близости двух наборов полюсов друг к другу. В качестве такого средства срав нения нами используется модифицированный метод Е-импульса. Дискретный Е-импульс [5] e[n], основанный на методе вынужденного Е-импульса, заключа ется в построении фильтра для полюсов, заданных на z-плоскости. Фильтр E импульса минимизирует поздневременную часть реакции c[n] на своем выходе, если воздействие h[n] содержит только те полюса, по которым Е-импульс был синтезирован. Количественной мерой минимизации служит дискриминацион ное число Е-импульса (EDN), вычисляемое как n= NE cn2.

N EDN = (7) n = N 1 hn Экспериментальные результаты В качестве исходных данных экспериментального исследования использо вались результаты TLM моделирования резонатора, выполненного по техноло гии «кремний на изоляторе». На рис. 1 представлен график зависимости пара метра EDN от предполагаемой границы поздневременной части.

0. 0. 10- 10- 10 20 30 40 50 60 70 80 90 Время, пс Рис. 1. EDN от предполагаемой границы для разных порядков модели Ранневременная часть 0. -0. Поздневременная часть -0. -0. 0 20 40 60 80 100 Время, пс Рис. 2. Разделение ИХ на ранневременную и поздневременную части По графику рис. 1 нами был выбран порядок модели, равный шести, кото рому соответствует наиболее плоский график, а также длительность ранневре менной части 20 пс, соответствующая началу плоского участка. На рис. 2 пред ставлено разделение импульсной характеристики на ранневременную и позд невременную части, выполненное на основе выбранного порядка модели и оп ределенной границы поздневременной части.

Библиографический список 1. Russer. P. The Transmission Line Matrix Method. In Applied Computational Electromagnetics, NATO ASI Series, pp.243-269, Springer, Berlin, New York, 2000.

2. Baum. C.E. On the Singularity Expansion Method for the Solution of Electromagnetic Interaction Problems, AFWL Interaction Note 88, December 11, 1971.

3. Rothwell E.J. and Weimin Sun. Time Domain Deconvolution of Transient Radar Data. IEEE Transactions on Antennas and Propagation. Vol. 38. № 4. Pp. 470-475. Apr. 1990.

4. Kuznetsov Y., Baev A., Coccetti F., Russer P. The Ultra Wideband Transfer Function Represen tation of Complex Three-Dimensional Electromagnetic Structures. In 34-th European Microwave Conference, Amsterdam, Oct. 2004.

5. Shevgunov T., Aleksandrov A. Ultra Wideband Radar Targets Discrimination Using Frequency Domain E-pulse Method. In 15th International Conference on Microwaves, Radar and Wireless Communications. Pp. 897-900. May 2004.

П.В. Соколов, В.М. Нуждин Московский авиационный институт (государственный технический университет) ОПЕРАТИВНЫЙ АНАЛИЗ РЛ ИНФОРМАЦИИ В ПАНОРАМНЫХ РЛС С ЦИФРОВОЙ ОБРАБОТКОЙ СИГНАЛОВ В статье рассматриваются возможности применения специального про граммного обеспечения, предназначенного для первичной обработки радиоло кационной информации. Показано, что применение данного программного обеспечения упрощает анализ и увеличивает адекватность восприятия склады вающейся РЛ обстановки на примерах двух РЛС обзора пространства.

Высокое дальномерное и азимутальное разрешение, реализуемое совре менными панорамными РЛС обзора пространства, приводит к значительному росту информативности радиолокационного изображения (РЛИ). Большинство объектов локации в этих условиях становятся протяжёнными и могут быть оха рактеризованы пространственным распределением интенсивности отражений, которое в значительной степени определяется геометрической формой реаль ных объектов [1].

Изучение таких распределений и выявление статистически устойчивых признаков, связанных с пространственным распределением локальных отража телей для различных объектов, позволяет сформировать банк данных, необхо димый для решения актуальной задачи идентификации таких объектов.

Целью данной работы является разработка специального программного обеспечения (СПО), позволяющего оператору панорамной РЛС проводить экс пресс-анализ радиолокационных изображений в описанных условиях и обеспе чивающего возможность оперативной оценки структуры, геометрической фор мы и размеров лоцируемых объектов.

Задачи, решаемые СПО, – преобразование координат исходного цифрово го массива и устранение геометрических искажений, формирование детальных дальномерных и азимутальных портретов, а также трёхмерных графических образов формы отражения от объектов локации. При этом основные требования к СПО состоят в следующем: СПО реализуется на универсальной ПЭВМ с ис пользованием современной визуальной среды программирования;

обеспечива ется работа СПО в мягком реальном времени.

Для двух панорамных РЛС с ЛЧМ [2] и короткоимпульсными зондирую щими сигналами [3], с высоким дальномерным ( R = 1 м) и азимутальным раз решением ( АЗ = 1° ) и секторным обзором пространства ( АЗ = 60° ), различаю щихся видом зондирующего сигнала (непрерывный ЛЧМ и короткоимпульс ный), создаются алгоритмы и соответствующее специальное ПО, позволяющее решать отмеченные выше задачи.

Как известно, в классических РЛС отображение осуществляется на анало говом индикаторе с радиально-круговой развёрткой в координатах, «азимут дальность». В данном случае для обработки и отображения РЛ информации ис пользуется ПЭВМ. Изображение выводится с помощью стандартного монитора на ЭЛТ или жидкокристаллической панели c прямоугольным растром.

В рассматриваемых РЛС данные поступают в ПЭВМ с блока ЦОС в виде последовательного набора строк по дальности. Учитывая прямоугольный растр устройства отображения, логичным решением является вывод РЛИ на индика тор без дополнительных преобразований, когда каждый отсчёт отображается одной точкой сообразно своему положению в массиве исходных данных. Полу чаемое в таком случае РЛИ (рис. 1) не соответствует геометрическим пропор циям наблюдаемых объектов, что значительно затрудняет понимание такого изображения человеком-оператором.

а б Рис. 1. РЛИ (сектор обзора 60° ) в непреобразованных координатах: а – для: прямого отрез ка дороги (РЛС с ЛЧМ);

б – слегка изогнутого вправо канала (короткоимпульсная РЛС) С целью представления РЛ информации в более удобной и наглядной форме используется преобразование изображения в полярную систему коорди нат с отображением результата на индикаторе с прямоугольным растром, что несколько усложняет задачу. Очевидно, что подобная задача может быть реше на с использованием известных формул связи полярной и декартовой систем координат.

В результате применения преобразования координат искажения геомет рических пропорций на РЛИ устраняются, а само РЛИ принимает вид сектора, как это показано на рис. 2.

Рис. 2. РЛИ (сектор обзора 60° ) после преобразования координат, для тех же участков ме стности, что и на рис. Так как по формируемому в результате преобразования координат изо бражению производится оценка РЛ ситуации, в области малых дальностей, где на один элемент растра устройства отображения приходится два и более эле ментов исходного массива РЛ данных, целесообразно отображать максималь ное из таких значений, поскольку использование других методов, в частности усреднения, может привести к пропуску цели оператором, в результате умень шения яркости соответствующего элемента разрешения.

Использование преобразования координат значительно увеличивает на глядность и адекватность восприятия итогового РЛ изображения оператором РЛС по сравнению с представлением РЛИ в непреобразованном виде.

Следующим этапом разработки СПО стало добавление возможности вы вода дальномерных и азимутальных портретов. Изменение яркости в строке по дальности на РЛИ не столь информативно в смысле обнаружения малых по ам плитуде изменений, как отображение информации в виде графика, которое по зволяет использовать весь диапазон значений получаемой с АЦП информации, т.е. увеличивает адекватно воспринимаемый оператором динамический диапа зон значений по сравнению с яркостным РЛИ.

Возможность вывода азимутальных и дальномерных портретов представ ляет особый интерес при проведении экспериментальных исследований форм отражения и ЭПР различных объектов. Например, на рис. 3 показано РЛИ, по лученное в РЛС с ЛЧМ, для которого построены азимутальное и дальномерное сечения отражения от легкового автомобиля на перекрёстке. Это позволяет на блюдать многоточечный характер отражения от автомобиля по азимуту и его протяжённость по дальности.

а) б) в) Рис. 3. Фрагмент РЛИ (сектор обзора 60° ) для двух автомобилей на перекрёстке: после преобразования координат (а);

азимутальный (б) и дальномерный (в) портреты для выде ленных строк на РЛИ Таким образом, введение возможности отображения информации в виде графика позволяет получать более точные характеристики отражения от объек тов локации как по дальности, так и по азимуту, что значительно упрощает проведение экспериментальных исследований и их оперативный анализ.

СПО позволяет формировать трёхмерные портреты вида азимут дальность-интенсивность для определённого оператором фрагмента РЛИ про извольного размера. Трёхмерное изображение представляет собой набор даль номерных и азимутальных портретов для выбранной области и может быть ин терпретировано как семейство графиков.

Трёхмерные портреты отличаются большей информативностью для опе ратора РЛС, нежели классическое яркостное РЛИ. Это обусловлено физиологи ческими особенностями зрительного восприятия человека. Так как интенсив ность отражения в том или ином элементе разрешения представляется не ярко стью, а геометрическим положением точки на индикаторе. Пример РЛИ и трёхмерных изображений для баржи в канале приведён на рис. 4. Трёхмерное изображение может быть повёрнуто под произвольным углом относительно любой из осей с целью получения наиболее удобного для наблюдения ракурса.

Трёхмерный РЛ образ позволяет получать больше информации о лоци руемых объектах по сравнению с яркостным РЛИ, а также проводить оператив ную оценку геометрических параметров объекта и распределения интенсивно сти отражения по дальности и азимуту, что значительно поднимает информа тивность РЛ данных представляемых на экране ПЭВМ.

а) б) в) Рис. 4. Фрагмент РЛИ (сектор обзора 60° ) баржи в канале (а) и трёхмерные изображения для выбранного фрагмента с различных ракурсов (б,в) Рассматриваемое СПО было разработано в среде визуального программи рования Borland Delphi 7 и функционирует под любой операционной системой семейства Windows старше версии 95, что обеспечивает универсальность и со вместимость СПО в случае обновления аппаратной базы ПЭВМ.

Представление РЛ информации на экране ПЭВМ не только в виде ярко стного РЛИ, но и одновременно в виде дальномерных и азимутальных портре тов, а также трёхмерных образов позволяет значительно повысить её нагляд ность и облегчает проведение экспериментальных исследований характеристик РЛ отражений для различных объектов.

Данное СПО может быть использовано не только в экспериментальных РЛС для изучения свойств отражений от различных объектов, но и в качестве дополнительной возможности, в составе панорамных РЛС, позволяющей про водить экспресс-анализ отражений от того или иного объекта (например, в РЛС обзора лётного поля).

Библиографический список 1. Бакулев П.А. Радиолокационные системы // Радиотехника. 2004.

2. Ананенков А.Е., Коновальцев А.В. и др. Исследование РЛС переднего обзора с частотной модуляцией. Доклад на международной конференции КрыМиКо, 2001.

3. Нуждин В.М., Сулимов Ю.О. и др. Определение коэффициента передачи автомобильного радиолокатора 8 мм диапазона по результатам натурных измерений // Радиотехника.

2001. №3.

С.Л. Самсонович, Д.Б. Сурдутович Московский авиационный институт (государственный технический университет) РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ И АЛГОРИТМА ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ПРИВОДА АНТЕННОГО КОМПЛЕКСА Для слежения за объектами, находящимися на околоземной орбите, ис пользуются антенны, которые работают в радиолокационном и оптических диапазонах. Антенны оптического диапазона обладают большей информатив ностью и являются более защищёнными от возможного перехвата информации.

Основными проблемами для этого класса средств слежения являются обеспе чение необходимой точности и плавности хода. Проблема точности наведения обуславливается небольшими угловыми размерами диаграммы направленности антенны, а плавность хода – главным образом, нежёсткостью конструкции.

Одним из методов увеличения плавности хода является использование многодвигательных систем, основанных на принципе усреднения и взаимоис ключения влияния различных параметров системы (нежёсткости, люфтов и т.п.). Но в системах приводов наряду с двигателем, как правило, имеется ещё и редуктор, в котором существуют те же проблемы. Это означает, что редуктор необходимо выполнять с минимальным количеством звеньев, а сами звенья вы бирать максимально жёсткими. Таким редуктором является волновая передача.

Достигнуть необходимой точности и плавности хода антенны можно, ес ли использовать привод, который совмещает в себе преимущества многодвига тельной системы и волновой передачи. Однако если сделать систему, состоя щую из некоторого количества двигателей и волновых передач, то система по лучится довольно громоздкой, и встает вопрос: как же объединить эти приводы, т.е. как суммировать их выходные перемещения?

Одним из видов объединения приводов является объединение приводов в дифференциале специальной конструкции. Следовательно, рационально ис пользовать в качестве дифференциала волновую передачу. Сделать это можно, если вместо классических видов волнообразователей волновой передачи ис пользовать волнообразователь, показанный на рис. 1.

Здесь внутри гибкого колеса 1 волновой передачи расположены восемь одинаковых толкателей 2, которые все вместе и являются волнообразователем.

Если на волнообразователь подавать синусно-косинусный сигнал, такой, чтобы на каждый последующий толкатель подавался сигнал со смещением по фазе в 45° относительно предыдущего, то толкатели будут последовательно деформи ровать гибкое колесо волновой передачи, создавая волну деформации, которая, в свою очередь, будет передавать движение с гибкого колеса 1 на жёсткое коле со 3 через зубчатое зацепление.

Такая конструкция будет обладать преимуществами многодвигательных систем и жёсткостью волновой передачи. Особенностью этого объединения приводов является то, что выходное звено привода (толкателя) должно совер шать поступательное, а не вращательное движение.

Рис. 1. Кинематическая схема Применение электрических двигателей поступательного действия нерацио нально, потому что усилие, которое необходимо развивать на гибком колесе волновой передачи, достаточно большое, а это означает, что двигатель придёт ся выбирать мощным и, как следствие, с большими габаритами. При использо вании двигателей вращательного действия двигатель и передачу – преобразова тель вращательного движения в поступательное – можно располагать несоосно, а между ними поставить дополнительный редуктор, что позволит минимизиро вать габариты. Пример функциональной схемы привода показан на рисунке (здесь: ОПМТ - оптический преобразователь матричного типа;

ОУ – операци онный усилитель;

УМ – усилитель мощности;

ПЛП – планетарная передача;

ЦП – цилиндрическая передача;

ШВП – шариковинтовая передача;

ВП – вол новая передача;

ДЛП – датчик линейных перемещений).

Алгоритм проектирования такой системы будет выглядеть так.

1. Определение параметров волновой передачи.

Рассчитывается диаметр гибкого колеса волновой передачи [1]:

М вых dГ =, (1) Кд где Мвых – требуемый момент на выходном звене привода;

Кд=0,25 Н/мм2 – ко эффициент диаметра гибкого колеса. Для предварительных расчётов принима ется dг = dж. Модуль жёсткого и гибкого колес m определяется по формуле (2) для передаточного числа qв, которое выбирается из ряда рациональных значе ний и общего передаточного числа привода:

d d qв = ж m = ж. (2) 2m 2qв Рис.2. Функциональная схема электрического привода антенного комплекса Точное значение делительного диаметра гибкого колеса:


d Г = d ж 2m. (3) 2. Определение типа и параметров передачи преобразователя вращатель ного движения в поступательное.

Сила, с которой толкатель должен действовать на гибкое колесо волновой передачи, рассчитывается по формуле [1] М вых F=, dж (4) u sin КF где КF – коэффициент, учитывающий количество толкателей, которые участ вуют в создании одной волны деформации гибкого колеса;

u – количество волн деформации гибкого колеса;

- угол рассогласования между вектором сум марного усилия, создаваемого волнообразователем и радиальной осью, прохо дящей через вершину волны деформации.

Лучшим решением по выбору типа передачи является шариковинтовая передача, так как она может передавать большие усилия, обладает пониженным трением из-за замены трения скольжения трением качения, и в том случае, если гайку такой передачи выполнить разрезной, появится возможность выбора люфта, что очень важно в системах с повышенной точностью.

Основными расчётными формулами шариковинтовой передачи являются:

сила, действующая на один шарик, из условия заданного количества ша риков ( Z ш ) [1]:

Fа = F / 0,5Z Ш ;

(5) необходимый диаметр шарика, который определяется из условия прочно сти:

Fа ;

(6) dш = шаг резьбы передачи tр = 2 d ш.

3. Определение мощности исполнительного двигателя.

Расчётная мощность двигателя:

М Р = вых вых, (7) KFu где вых - скорость выходного звена системы.

Далее по расчётной мощности выбирается марка двигателя из заданной или выбранной серии.

4. Определение способа передачи движения с двигателя на шариковинто вую передачу.

В рассмотренной схеме для уменьшения радиального размера предложе но следующее решение: передавать движение с двигателя не на шток шарико винтовой передачи, а на её гайку, при этом закрепив шток так, чтобы он имел возможность свободно перемещаться поступательно, но не мог вращаться. В свою очередь, на гайку шариковинтовой передачи надеть зубчатое колесо, а на вал двигателя шестерню, тогда возможно вместить всю систему в объёме гиб кого колеса. Модуль цилиндрической передачи считается по формуле [1]:

М цвых m= 3, (8) 400qц Z Ш где Zш – количество зубьев на шестерни;

М Ц ВЫХ - момент на выходе цилиндри ческой передачи;

qЦ - передаточное число передачи.

5. Определение типа и параметров дополнительного редуктора.

Возможен случай, когда между цилиндрической передачей и двигателем необходимо поставить ещё один редуктор для обеспечения требуемого момента или скорости на гайке шариковинтовой передачи (необходимо отметить, что такой случай может и не возникнуть). Тогда удобно использовать передачу, у которой входной и выходной валы расположены соосно, например, планетар ную. Модуль такой передачи считается по формуле [1] М плвых m= 3, (9) 400nсат Z1 (qпл 1) где М ПЛ - момент на выходе передачи;

nсат - количество сателлитов;

Z1 - ко ВЫХ личество зубьев центрального колеса;

q пл - передаточное число.

6. Составление динамической модели и расчёт жёсткости звеньев.

После того как определена конструкция всей системы, необходимо про вести динамический анализ системы с учётом жёсткости звеньев. Сначала нуж но определить места конструкции, где жёсткость минимальна. Такими будут:

вал между двигателем и планетарной передачей, вал между планетарной и ци линдрической передачами, шток шариковинтовой передачи и волновая переда ча. Жёсткость вала при кручении рассчитывается по формуле Gсдв d C= (10), 32 L где Gсдв - модуль упругости сдвига;

d – диаметр вала двигателя;

L – длина де формируемого участка вала двигателя. Жёсткость при растяжении-сжатии ES C=, (11) L где E - модуль упругости при растяжении-сжатии;

S – площадь поперечного сечения штока шариковинтовой передачи. Жёсткость волновой передачи в ре жиме мультиплектора [1]:

М вых qв C=, FТ 1 FТ (12) arctg arcsin Fu F где FТ - тангенциальное усилие, действующее на гибкое колесо;

F–сила, разви ваемая на штоке шариковинтовой передачи.

В результате расчёта значения жёсткостей могут различаться на порядки.

Тогда делается допущение, что места конструкции, где жёсткость намного вы ше, являются абсолютно жёсткими и ими можно пренебречь. В рассмотренном примере по результатам расчёта вал между планетарной и цилиндрической пе редачами, а также волновая передача приняты абсолютно жёсткими.

Для проведения анализа необходимо составить математическую модель системы и нарисовать её структурную схему. Математическая модель будет со стоять из известных дифференциальных уравнений [2], описывающих динами ку двигателя, усилителя мощности и механической передачи с учётом жёстко сти. А оптический преобразователь матричного типа (ОПМТ) - устройство, преобразующее входной сигнал системы из оптического в электрический, и ре гулятор - устройство, раскладывающее сигнал с ОПМТ на синусную и коси нусную составляющие, можно описать размерными коэффициентами усиления.

Структурная схема системы представлена на рис. 3 (здесь ВК - внутренний контур). Преимущество такой системы в том, что каждый внутренний контур, т.е. каждый отдельный толкатель, можно охватить единичной обратной связью или выполнить коррекцию системы по перемещению штока шариковинтовой передачи, что позволяет реализовать повышенные требования к точности сис темы.

Рис. 3. Структурная схема электрического привода антенного комплекса Таким образом, разработанная конструкция, структурная схема и алго ритм расчёта исполнительного механизма привода позволяют реализовывать высокую точность и плавность хода за счёт свойств многодвигательной систе мы и особенностей волновой передачи.

Библиографический список 1. Самсонович С.Л. Основы конструирования электрических, пневматических и гидра влических исполнительных механизмов приводов летательных аппаратов. – М.: Изд-во МАИ, 2002.

2. Динамика следящих приводов / Под ред.Л. В. Рабиновича. – М.: Машиностроение, 1982.

Д.В. Шевелёв Московский авиационный институт (государственный технический университет) РСК «МиГ»

АРХИТЕКТУРА ПЕРСПЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Основная цель данной работы – сформулировать принципы создания пер спективной системы электрооборудования летательного аппарата, построенной на современной элементной базе и использующей в качестве среды передачи управляющих команд и сигналов обратной связи (контроль и самоконтроль) мультиплексные каналы информационного обмена (МКИО). Акцент в описа нии системы сделан на управление нагрузками, а, следовательно, на исполни тельные органы системы распределения электроэнергии на борту ЛА, в качест ве которых использованы бесконтактные аппараты защиты и коммутации (АЗКБ), конструктивно интегрированные в энергоузлы.

Данная система предназначается для установки на борт перспективного двухдвигательного лёгкого фронтового истребителя (ЛФИ), поэтому для по вышения надёжности в СЭО предусмотрены два независимых друг от друга ка нала генерирования и, соответственно, два канала распределения электроэнер гии между потребителями. Каналы распределения могут объединяться на об щую шину при отказе одного из каналов генерирования, а также при питании борта от аэродромного источника. Структурно-функциональная схема системы представлена на рис. 1.

Система является однопроводной с номинальным напряжением бортсети, равным 270В. Для уменьшения массы силовых проводов в качестве второго провода выступает корпус ЛА. Такой уровень напряжения обусловлен тем, что он получается путём двухполупериодного выпрямления трёхфазного напряже ния 115 В, 400 Гц. Это позволяет использовать имеющиеся аэродромные ис точники питания. В качестве первичных источников электроэнергии на борту предполагается использовать гидравлические привод-генераторы ПГЛ-ПТ.

ПГЛ-ПТ – это вентильный нерегулируемый магнитоэлектрический генератор (МЭГ), приводимый во вращение авиадвигателем через топливный гидродина мический преобразователь (ПГЛ) (рис. 2). В режиме генерирования ПГЛ обес печивает поддержание частоты МЭГ постоянной, но может изменять её в не больших пределах для регулирования напряжения. В режиме стартера ПГЛ ра ботает как гидравлический редуктор, увеличивая момент, передаваемый от МЭГ к двигателю. МЭГ работает в режиме БДПТ (рис. 2). Таким образом, при менение ПГЛ-ПТ позволяет обеспечить обратимость источника и повышенное напряжение генератора.

Предполагается, что для межсистемного обмена информацией на борту будет использоваться резервированный МКИО, соответствующий ГОСТ 26765.52-87 «Системы бортовые цифровые вычислительные. Мультиплексные каналы информационного обмена. Основные требования» (MIL-STD-1553B). В этом случае блок управления и контроля СЭО ЛА (БУК СЭО) является оконеч ным устройством для межсистемного МКИО, контроллер которого конструк тивно входит в состав БЦВМ. В то же время БУК СЭО выполняет функцию контроллера МКИО энергоузлов (МКИО ЭУ), который соответствует ГОСТ 26765.52-87. В энергоузлах размещается бесконтактная коммутационно защитная аппаратура (АЗКБ) и другое электрооборудование. Энергоузлы логи чески делятся на ЭУ левого и ЭУ правого каналов распределения.

Количество энергоузлов в каждом канале определяется физическим рас положением групп потребителей на борту ЛА с целью уменьшения длин сило вых проводов. Энергоузлы являются оконечными устройствами МКИО ЭУ.

Как уже было сказано, межсистемный обмен информацией, а также обмен информацией внутри СЭО ЛА (между отдельными модулями) осуществляется по мультиплексному каналу, соответствующему ГОСТ 26765.52-87. Данный МКИО предназначен для организации на основе линий с гальванической раз вязкой высоконадёжных скоростных каналов связи, обеспечивающих передачу данных в режиме реального времени в распределённых системах управления.


Передача информации ведётся под управлением контроллера канала (КК) по принципу «команда-ответ». Число оконечных устройств (ОУ) – от 1 до штук. В качестве физической среды передачи данных применяется симметрич ная экранированная витая пара. Длительное использование МКИО по ГОСТ 26765.52-87 в военной технике (самолёты, спутники, корабли) подтверждает его преимущества над другими каналами связи в случаях, когда требуется соче тание высокой скорости и надёжности обмена информацией.Помимо описанно го выше МКИО, внутри отдельных модулей системы электрооборудования (прежде всего в энергоузлах) возможна организация обмена информацией с ис пользованием протокола CAN-BUS. Скорость передачи может достигать Мбит/с. Максимальное число абонентов, подключённых к данному интерфейсу, определяется фактической нагрузочной способностью применённых приёмопе редатчиков (трансиверов). Типовое значение количества абонентов на один трансивер – 100 штук. Протокол CAN использует оригинальную систему адре сации сообщений. Каждое сообщение снабжается идентификатором, который определяет назначение передаваемых данных, но не адрес приёмника. Любой приёмник может реагировать как на один идентификатор, так и на несколько.

Это очень удобно с точки зрения управления нагрузками. Например, несколько АЗКБ должны находиться во включённом либо в отключённом (неаварийно) положении при различных логических состояниях СЭО ЛА («самолёт на зем ле» – «самолёт в воздухе»). Поэтому для включения/отключения коммутируе мых ими нагрузок достаточно отправить абонентам одно сообщение, имеющее соответствующий идентификатор.

Основным функциональным звеном системы распределения электроэнер гии, входящей в состав СЭО ЛА, является бесконтактный аппарат защиты и коммутации (АЗКБ). Аппарат предназначен для замены существующих элек тромагнитных контактных коммутационных устройств и тепловых автоматов защиты, используемых в современных бортовых системах электрооборудова ния постоянного тока, которые в условиях повышенного напряжения неприме нимы вследствие быстрого износа контактов. Прямая замена тандема электро механических устройств (электромагнитного реле и теплового автомата защи ты) их полупроводниковыми аналогами обеспечивает повышение надёжности, быстродействия и ресурса, уменьшение электромагнитных помех, однако это происходит за счёт увеличения тепловых потерь и массы, что противоречит за даче миниатюризации.

Чтобы избежать проигрыша по массе, нужно возможно полнее исполь зовать свойства бесконтактных ключей. Первым свойством является естествен ное объединение функций коммутации и защиты. Второе свойство бесконтакт ных аппаратов – возможность ограничения токов при коротких замыканиях и любых неаварийных переходных токах, в результате чего увеличивается ресурс потребителей и повышается качество питающего напряжения, что способствует уменьшению массы проводов и бортовых блоков СЭО. Для более глубокой ми ниатюризации СЭО в целом целесообразно сосредоточить цифровые компо ненты системы.

Рис. 1. Структурно-функциональная схема СЭО перспективного ЛФИ Рис. 2. Функциональная схема привод-генератора ПГЛ-ПТ Поэтому энергоузел становится отдельной высокотехнологичной едини цей: в нём происходит приём команды с более высокого иерархического уровня по МКИО, осуществляется преобразование абстрактной команды СЭО в набор сообщений протокола CAN, после чего абоненты, опознавшие один из своих идентификаторов, через цифро-аналоговый преобразователь подают (или сни мают) сигнал ТТЛ-уровня на управляющий вход АЗКБ. Параллельно произво дится контроль состояния АЗКБ. Кроме того, питание всех АЗКБ производится от общего (резервированного) вторичного источника, входящего в состав энер гоузла, что уменьшает суммарную массу и габариты СЭО.

Заметим, что всё вышесказанное относилось, в основном, к коммутаци онным функциям АЗКБ. Защитные функции нужно рассмотреть отдельно. Од но из главных требований к защите – быстродействие. Даже небольшая вре менная задержка как при возникновении токовой перегрузки, так и при отклю чении аварийной цепи ведёт к дополнительному нагреву аппарата, что застав ляет увеличивать массу охладителя АЗКБ.

Поскольку АЗКБ – серийное изделие, то масса охладителя будет завыше на у всех аппаратов, что негативно скажется на СЭО в целом. Поэтому с целью увеличения быстродействия защиты модульные АЗКБ – полностью аналоговые.

Структурная схема модуля АЗКБ представлена на рис. 3.

Основным элементом в структурной схеме является силовой транзистор ный ключ (СТК), который, исходя из требований минимального падения на пряжения на ключе и экономичности, должен быть выполнен на МДП транзисторах. Для формирования время-токовой характеристики (ВТХ) в функ циональную схему аппарата введены датчик тока (ДТ) и формирователь время токовой характеристики (ФВТХ), состоящий из квадратора (К), интегратора (И), компаратора отключения (КО) и компаратора пограничного тока (КПТ).

Помимо формирования время-токовой характеристики, датчик тока (ДТ), вы давая аналоговый сигнал на ограничитель тока нагрузки (ОТН), участвует в ог раничении тока, протекающего через аппарат, в зависимости от величины токо вой перегрузки. Для защиты транзисторов СТК от перенапряжений, возникаю щих в результате отключения нагрузки, имеющей индуктивный характер, в ап парате предусмотрен ограничитель напряжения (ОН). Для гальванической раз вязки цепей управления и силовой цепи в АЗКБ предусмотрен блок гальвани ческой развязки (БГР), реализованный на основе оптронов. Блокировка аппара та в отключённом состоянии в результате аварийного срабатывания осуществ ляется с помощью цепи блокировки (ЦБ). Формирование команд, поступающих в усилитель мощности (УМ), производится формирователем команд (ФК). Ин дикация минимального тока нагрузки реализуется с помощью компаратора ми нимального тока (КМТ). Питание схемы управления осуществляется от внеш него источника вторичного электропитания (ИВЭП). Контроль за выходными напряжениями ИВЭП осуществляет реле напряжения питания (РНП).

Для создания системы электрооборудования ЛА описанной архитектуры необходим большой объём НИОКР сразу в нескольких отраслях промышленно сти, но, несмотря на это, концепция выглядит очень привлекательно, так как система выгодно отличается от существующих: повышается общая надёжность СЭО;

улучшается качество электроэнергии;

в целом для ЛА (применительно к боевому самолёту) увеличивается радиус действия и функциональность, появ ляется возможность нести дополнительную полезную нагрузку за счёт сниже ния массы и габаритов СЭО.

Рис. 3. Структурная схема модуля АЗКБ Библиографический список 1. Конев Ю.И., Ермошин В.М. Системы электрооборудования ЛА. – М.: Изд-во МАИ, 1997.

2. Машуков Е.В. Транзисторные автоматы защиты и коммутации. – М.: МАИ, 1984.

3. Кушнерёв В.В. Электротехнический комплекс самолётов нового поколения // Датчики и системы. 2002. № 7.

4. ГОСТ 26765.52-87. «Системы бортовые цифровые вычислительные. Мультиплексные ка налы информационного обмена. Основные требования».

Надежность и безопасность полетов Б.В. Бойцов, Ю.Ю. Комаров, Е.А. Комогорцева, М.Ю. Куприков Московский авиационный институт (государственный технический университет) СИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ И РЕМОНТА САМОЛЕТОВ: ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ВЫГОДА И БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ Безопасность самолета на протяжении всей истории авиации рассматри валась как его важнейшее свойство. Любой пилотируемый аппарат при отказе одной из систем, обеспечивающей управляемый полет, представляет собой опасность для пассажиров, экипажа, а также для людей, находящихся в непо средственной близости от места его падения. Безопасность самолета определяет и успех его сверхдальнего перелета, и многолетнюю его эксплуатацию на пас сажирских авиалиниях. Сегодня даже одна катастрофа многоместного пасса жирского лайнера или сверхзвукового самолета может нанести непоправимый урон престижу эксплуатирующей организации и разработчику. Требования к безопасности современных самолетов установлены на очень высоком уровне.

Безопасность полетов и экономическая эффективность современных са молетов (рис. 1) существенно зависит от уровня их эксплуатационно технических характеристик и технологий производства. К числу основных фак торов, определяющих уровень этих характеристик, относится надежность кон струкции самолета и его бортовых систем и проведение комплекса работ по техническому обслуживанию и ремонту (ТОиР).

Безопасность полетов в гражданской авиации всегда была в центре вни мания. Однако развитие авиации за последние годы показало растущий интерес к системному рассмотрению всей совокупности эксплуатационно-технических характеристик самолетов (включая безопасность полетов, надежность, контро лепригодность и эксплуатационную технологичность) наравне с их летно техническими характеристиками для достижения высокой безопасности, готов ности и экономичности эксплуатации парка авиатехники. Это можно проиллю стрировать классической оптимизационной цепочкой взаимосвязей. Действи тельно, любые новые функциональные или экономические требования услож няют конструкцию самолета и его систем. Они влияют также на частоту и по следствия (степень опасности), на стоимость устранения отказов.

Главные причины летных происшествий можно условно разделить на три основные группы:

человеческий фактор;

отказы авиационной техники;

нерасчетное воздействие внешней среды.

Эффективность эксплуатации авиатехники Регулярность и эффективность полетов Экономическая эффективность Б ЕЗОП А СН ОСТ Ь П ОЛ ЕТ ОВ QOC Qрег Qотк КП КТ КС tВ tОП Надежность Периодичность и достоверность контроля качества работ по ТО и Р Продолжительность Трудоемкость и стоимость ТО и Р ТО и Р Характеристики системы эксплуатационного Характеристики системы ТО и Р контроля Объект Средства Исполнители План Эксплуатационная Состав, номенклатура, Состав, число, квалификация Методы ТЭ, состав и технологичность, ремонтная технические характеристики периодичность работ, технологичность технология Рис. 1. Эффективность эксплуатации авиационной техники Такая классификация позволяет выделить из общего свойства авиацион ного комплекса – безопасности полетов частное свойство конкретного самоле та, его безопасность.

Определяя безопасность самолета, мы будем рассматривать его особен ности с точки зрения эксплуатации, особенно в части технической эксплуата ции.

Перечислим основные факторы, которые определяют эффективность ис пользования самолета за счет увеличения показателя исправности Киспр и со кращения средней длительности стоянки самолета в аэропортах между смеж ными полетами и, следовательно, повышают безопасность самолетов:

повышение безотказности и эксплуатационной технологичности самолета и внедрение на этой основе новых, более эффективных программ ТОиР;

увеличение ресурсов агрегатов, изделий и узлов самолета;

выделение основных работ, влияющих на безопасность полетов, с целью со кращения объемов вспомогательных работ при ТОиР;

внедрение в аэропортах электронных систем информационного обеспечения ТОиР самолетов;

сокращение простоев самолета на всех формах ТОиР по организационно– техническим причинам;

совершенствование системы обеспечения эксплуатационных предприятий запасными частями, особенно в части прослеживания соответствия запас ных частей установленным требованиям стандартов и требований эксплуа тационных предприятий.

Реализация каждого из этих пунктов возможна на основе автоматизации передачи данных между подразделениями технической службы аэропорта, по ставщиками авиационной техники и запасных частей, авиационными компа ниями - перевозчиками и компаниями – производителями воздушных судов, эксплуатационными предприятиями (рис. 2).

Информационное обеспечение ТОиР включает информационное взаимо действие эксплуатанта с предприятиями разработчика, поставщика и государ ственных органов управления и контроля за безопасностью полетов в части обеспечения и поддержания летной годности ВС. Эти требования базируются на нормативных документах отрасли ГА России, рекомендациях ИКАО и яв ляются общими для всех эксплуатантов ВС данного типа.

Система ТОиР представляет ГОСТ 18322 «Совокупность взаимосвязан ных средств, документации технического обслуживания и ремонта и исполни телей, необходимых для поддержания качества изделий, входящих в эту систе му». Эффективное взаимодействие всех участников системы ТОиР возможно при объединении их в единое информационное пространство на основе дейст вующих международных и российских стандартов. Для осуществления этого предлагается разработка системы информационного обеспечения ТОиР.

СИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТОИР ВС ЕДИНОЕ ИНФОРМАЦИОННОЕ ПРОСТРАНСТВО Государственные Производитель Эксплуатант ВС органы контроля ВС безопасности полетов Подразделения Поставщик Эксплуатационное технической службы предприятие запасных частей аэропорта Рис. 2. Схема взаимодействия участников ТОиР самолета СИО ЭП будет включать в себя следующие подсистемы (рис. 3):

подсистема отдела оперативных технических решений, анализа техническо го состояния и управления ТЭ парка ВС (ОТР);

подсистема отдела диагностики (ОД);

подсистема цеха оперативного технического обслуживания (ОТО);

подсистема цеха периодического технического обслуживания и ремонта (ПТОиР);

подсистема отдела управления производством (ОУП);

подсистема материально-технического снабжения (МТО) и складов;

подсистема руководства и отдела управления СИО.

К факторам, создающим угрозу безопасности полетов, относят в первую очередь отказы авиационной техники в полете. Наиболее серьезными отказами являются:

разрушение элементов конструкции планера, силовых установок и других систем;

отказы в каналах информации и управления полетом, навигационных сис тем, в том числе и наземных систем;

отказы в системах жизнеобеспечения экипажа и пассажиров.

ЭКСПЛУАТАЦИОННОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ РАЗРАБОТЧИК И Руководство ИЗГОТОВИТЕЛЬ Отдел управления ОУП ОТО ОТР СИО Бортовые автоматические БД БД БД системы контроля (БАСК) База данных по конструкции, устройству и эксплуатации ВС данного типа на основе маркировки Замечания экипажа БД БД БД Наземные автоматические МТО и склады ОД ПТОиР системы контроля (НАСК) Рис. 3. Предполагаемая структура управления ТЭ ВС Проявление этих отказов в полете возможно из-за наличия конструктив ных и производственных недостатков, нарушений технических условий при производстве, некачественного монтажа, попадания посторонних предметов в агрегаты систем и системы управления, недостаточной надежности агрегатов оборудования и систем ЛА и их силовых установок, неудовлетворительной контролеспособности ЛА, недостаточного контроля их технического состояния перед полетом.

В соответствии со всеми перечисленными факторами можно построить некоторые зависимости безопасности полетов самолета от эксплуатационных факторов (рис. 4).

Точность и своевре Точность и своевре менность обнаруже менность исправле ния неисправности ния неисправности Квалификация Продолжитель рабочих ность работ Рис. 4. Зависимости безопасности полетов самолета от эксплуатационных факторов Использование предлагаемой системы позволит повысить основные экс плуатационные показатели, влияющие на безопасность полетов. Графические зависимости после применения СИО приобретут следующий вид (рис. 5).

Рис. 5. Повышение основных эксплуатационных показателей после применения системы По данным международных статистик в области применения информаци онных технологий при создании и эксплуатации сложных наукоемких машин, использование информационных технологий является гарантом непрерывного повышения производительности и качества без изменения затрат времени (рис. 6). Это непременный залог повышения конкурентоспособности предпри ятия и закрепления его на международном рынке в качестве гаранта своей про дукции.

С каждым годом появляются новые интегрированные системы, позво ляющие автоматизировать один из этапов ЖЦИ, но среди них нет еще ни од ной, позволяющей обеспечить интегрированную поддержку технического об служивания и ремонта сложных наукоемких изделий, эксплуатация которых, как известно, обходится владельцу гораздо дороже, чем приобретение. Предла гаемая Система информационного обеспечения при определенной корректи ровке может быть использована для любых изделий. За системами, подобными представленной, будущее всего рынка наукоемких изделий.

Управление этапами эксплуатации и утилизации изделия, неотъемлемое Системы непрерывного поддер- взаимодействие с системами управ живания всех этапов ЖЦИ ления другими этапами ЖЦИ Управление проектом и параллельное проектирование Полное электронное определение изде CAD \ CAM \ CAE \ PLM лия Производительность Расчет и оптимизация конструкции Управление сборочной единицей Функционально-параметрическое модели рование Твердотельное моделирование 3D-моделирование CAD-2D Выпуск чертежей Время Этап 3. Этап 3. Этап Освоение систем Этап самостоя-тельно Этап 1 Программирование автоматизации Обучение Комплексный проект внедрения Вместе с системным интегратором Рис. 6. Развитие информационных технологий Библиографический список 1. Смирнов Н.Н., Чинючин Ю.М. Эксплуатационная технологичность ЛА. – М.: Транспорт, 1994.

2. Далецкий С.В. Проблемы формирования системы технического обслуживания и ремонта воздушных судов гражданской авиации. – М.: Изд-во МАИ, 2001.

3. Надежность, безопасность и живучесть самолета: Учебник для студентов вузов, обучаю щихся по специальности «Самолетостроение». – М.: Машиностроение, 1985.

4. Соломонов П.А. Надежность планера самолета. – М., Машиностроение, 1974.

5. Информационные технологии в наукоемком машиностроении: Компьютерное обеспече ние индустриального бизнеса / Под общ. Ред. А.Г. Братухина. – Киев: Техника, 2001.

6. Комогорцева Е.А. Качественный подход к сборочным моделям элементов конструкции летательных аппаратов. // Тезисы докладов участников Х международной студенческой школы-семинара «Новые информационные технологии. – М.: МГИЭМ, 2002.

7. Быстрицкая (Носова) Ю.Ю. Управление качеством изделия посредством хранения тех нической документации на электронных носителях // Тезисы докладов участников Х ме ждународной студенческой школы-семинара «Новые информационные технологии. – М.:

МГИЭМ, 2002.

С.В. Байков Московский авиационный институт (государственный технический университет) РСК «МиГ»

ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ПОЛНОРАЗМЕРНОГО СТЕНДА И ПРОБЛЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ ГИДРОГАЗОВЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТА Сфера использования гидроавтоматики чрезвычайно широка и постоянно расширяется, но при использовании в авиационной технике на нее налагаются повышенные требования в части безотказности работы и в части точной пере дачи энергии исполнительным механизмам.

Для современной авиационной гидравлической техники характерны такие направления развития, как увеличение степени автоматизации, повышение уровней рабочих параметров (нагрузки, скорости, температуры и др.), повыше ние точности функционирования и эффективности работы (производительно сти, мощности, КПД и др.), уменьшение габаритных размеров и массы, объеди нение отдельных агрегатов и подсистем в системы с централизованным управ лением, что влечет за собой усложнение их конструкций и обуславливает необ ходимость точной оценки надежности агрегатов.

Под надежностью понимается свойство объекта выполнять заданные функции, сохраняя во времени значения установленных эксплуатационных по казателей в заданных пределах, соответствующих заданным режимам и услови ям использования, технического обслуживания, ремонтов и транспортирования.

Все показатели надежности определяются состоянием агрегата, которых может быть два: работоспособное и неработоспособное.



Pages:     | 1 |   ...   | 5 | 6 || 8 | 9 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.