РЛЗ, чем которые можно наблюдать на существующих самолетах пятого поколения.

3.2 Вывод по устройству ЭФ и его влиянию на боевую эффективность самолета

Электронный фонарь - это система, состоящая из комплекса экранов и внешних камер с высоким разрешением, которая сочетает в себе как СУВ, так и СТЗ, что обеспечивает летчику обзор на достаточном уровне в любую погоду и время суток. В виду отсутствия классического фонаря кабины, самолет с ЭФ при прочих равных обладает лучшими летно-техническими характеристиками в сравнении ЛА с традиционным фонарем благодаря снижению аэродинамического сопротивления. Также, в виду того, что радиоотражающее покрытие значительной части самолета заменяется радиопоглощающим - сниженной радиолокационной заметностью, что снижает вероятность потери боевого самолета в боевых условиях. Кроме того, в отличие от шлемов ВР, ЭФ оказывает меньшую нагрузку на шейный отдел позвоночника, что положительно влияет как на комфорт летчика во время длительных полетов, так и в случае маневрирования с большими перегрузками, а также уменьшает вероятность получения травм при катапультировании.



4. Расположение летчика в самолете с ЭФ и переносимость перегрузок

Электронный фонарь, благодаря использованию комплекса камер и экранов, позволяет в случае необходимости располагать летчика с большими углами наклона спинки кресла, чем при использовании классического фонаря кабины. Помимо положительных конструктивных изменений ЛА, например, уменьшения его миделя, увеличение наклона кресла может оказать влияние на переносимость летчиком перегрузок. Таким образом следует рассмотреть возможность повышения боевого потенциала истребителя в случае применения ЭФ с точки зрения снижения воздействий ускорений на человека.

В настоящее время летчики самолетов - истребителей существенно ограничены в плане переносимости больших, длительных перегрузок, особенно часто возникающих при выполнении резких маневров на высоких скоростях полета, физиологическими возможностями человека. К примеру, около 10% летчиков - истребителей ВМФ США сообщали о неожиданных потерях сознания (ПС) во время активного боевого маневрирования [28], а потому переносимость перегрузок считается одним из критически важных факторов для пилотов, управляющих такими высокоманевренными летательными аппаратами: только при высокой устойчивости к воздействию ускорений летчик может полностью использовать боевые качества современных самолетов так как зачастую во время активного маневрирования, которое имеет место быть во время учений, ближнего воздушного боя, либо же выполнения оборонительного маневра при уходе от ракеты, пилот ограничен физиологическими возможностями своего организма больше, чем прочностными характеристиками управляемого им летательного аппарата. И если во время тренировочного вылета в случае ПС можно положиться, к примеру, на систему автоматического увода от столкновения с землей (работа такой системы показана на рисунке 17), то в боевом вылете потеря сознания из-за перегрузки может привести к поражению самолета противником и гибели летчика.

Рисунок 17 - Система Auto-GCAS выводит F-16 из пикирования после ПС летчиком

Определенный интерес для проектировщиков перспективных маневренных самолетов представляет так же и возможность внедрения непосредственного управления подъемной и боковой силами. Подобный способ управления осуществляется одновременным приложением аэродинамических сил (к примеру, отклонением рулевых поверхностей как впереди, так и позади центра тяжести), что позволяет самолету совершать маневры без изменения угла крена, тангажа или рысканья (рисунок 18), при этом траектория полета меняется без каких-либо переходных режимов и запаздываний. Непосредственной управление подъемной силой позволит увеличить маневренность самолета, однако платой за резкие маневры без упомянутых выше задержек и запаздываний при переходе с режима на режим будет увеличение перегрузок, так как подобный способ управления дополнительно обеспечивает ±4; ±1; ?1 [29].

Типичный предвестник ПС из-за перегрузки - потеря периферийного зрения, которая замещается «черной пеленой» или, иначе говоря, полной потерей зрения в случае дальнейшего воздействия перегрузки на человека, однако в случае быстрого нарастания перегрузки ПС может произойти внезапно, без каких-либо предвестников. Причиной возникновения указанных выше ситуаций является отток крови от головы к ногам.

Рисунок 18 - Непосредственное управление боковой (сверху) и подъемной (снизу) силами

Существуют разные способы снижения влияния перегрузок на летчика. Одним из таких способов является изменение позы посадки пилота. Для определения наилучшей позы для переносимости продолжительных перегрузок произведем сравнение различных вариантов расположения летчика в кабине самолета.

4.1 Положение «лежа на животе», перегрузки «спина-грудь»

Началом активного исследования проблемы влияния на летчиков перегрузок стали летные происшествия и катастрофы, произошедшие по причине потери сознания (ПС) в маневренных полетах в начале 20-х годов XX века. За прошедшее с тех пор время появились технологии и методические пилотажные приемы, позволяющие летчикам выдерживать длительную перегрузку в 8-10 единиц, однако поза пилота с тех пор практически не изменилась - человек, управляющий воздушным судном, в основном воспринимает перегрузки «голова - таз», так как одно из важнейших требований к любому современному самолету - обеспечение обзора летчику на достаточном уровне, а получить такой обзор проще всего именно в позе сидя.

И все же попытки найти позу, улучшающую переносимость перегрузок предпринимались неоднократно и в разных странах. Например, в СССР в середине 30-х годов профессор ЦАГИ Борис Николаевич Юрьев писал, что перегрузки будут переноситься лучше, если летчика расположить лежа, так как существенно снижается высота «столба крови». В итоге, для проверки влияния перегрузок «спина-грудь» в мае 1938 года были проведены испытания. Самолет У-2, изображенный на рисунке 19, переделанный под расположение летчика в позе лежа, выполнил 70 испытательных полетов. Пилотировавший данный самолет летчик после полетов отмечал, что:

- Не смотря на достаточно небольшие перегрузки во время полетов, в горизонтальном положении они переносились ощутимо проще, чем в сидячем;

- Усталость и боль в шейных областях и груди присутствуют, но они не очень интенсивны и в случае активного маневрирования данные недостатки перекрываются снижением влияния перегрузок на летчика.

Не смотря на заключения пилота - испытателя, исследования не вышли за рамки полетов на У-2, а серийного самолета - истребителя, где пилот бы располагался лежа СССР так и не получил. Основными проблемами, которые определили судьбу «лежачих» самолетов были:

- Отсутствие обзора задней полусферы на уровне истребителей с классическим расположением летчика;

- Проблемы с контролем обстановки вокруг самолета из-за возможности обзора только в ограниченном секторе;

- Невозможность проведения длительных полетов (2 - 3 часа) без утомления летчика.

Рисунок 19 - У-2, переделанный под управление в лежачем положении

Аналогичные испытания, однако уже на более скоростном самолете Gloster Meteor проходили в Великобритании. Пилота, в дополнительно установленной в носу кабине, расположили лежа на специально оборудованном ложементе (рисунок 20).

Рисунок 20 - Gloster Meteor с летчиком в передней кабине, расположенным в позе "лежа"

Как и ранее в СССР, англичане посчитали, что подобная поза позволит летчику проще переносить перегрузки, что в свою очередь обеспечит ему возможность полнее использовать ТТХ самолета. В целом, британские выводы были аналогичны советским - обзор неудовлетворителен, утомляемость повышенная.

Также проводились исследования по переносимости перегрузок «спина- грудь» на центрифуге с использованием различных систем фиксации, результаты изображены на рисунке 21.

Рисунок 21 - Время переносимости перегрузок "спина-грудь". 1. Фиксация туловища и головы. 2. Фиксация туловища, головы и конечностей. 3. Расположение на сетчатой опоре

На представленных данных видно, что в позе лежа в случае должной фиксации человек способен переносить перегрузку до 12 единиц в течении приблизительно 6 секунд [28]. При расположении на сетчатой опоре результат оказался значительно лучше, однако маловероятно её использование на таком самолете, как истребитель в виду неустойчивого положения летчика на сетке.

4.2 Положение «лежа на спине», перегрузки «грудь - спина»

Еще во время советских испытаний 1938 года испытатели пришли к выводу, что решить проблемы с утомляемостью и обзором, свойственные при расположении пилота «лежа на животе» можно довольно просто, если перевернуть летчика и положить его на спину. При этом, переносимость перегрузок «грудь - спина» примерно на уровне переносимости перегрузок «спина - грудь». В результате многочисленных испытаний на центрифуге было установлено, что в положении лежа человек переносит радиальные ускорения до 14 - 16 единиц в течение нескольких десятков секунд [28].

Существенным оказался угол расположения летчика в кресле. К примеру, при расположении испытуемого под 90 к вектору перегрузки при достижении ny = 10...12 отмечались случаи головокружения, зрительного расстройства и рефлекторной остановки дыхания из-за боли за грудиной.

Результаты испытаний по переносимости перегрузок в положении «лежа на спине» и «полулежа» под углом 70 представлены в таблицах 2 и 3 соответственно.

В случае установки кресла под углом в 78 - 80 при ny = 14...16 в конечном счете происходит потеря зрения, однако человек переносит без ПС перегрузку в 20- 22 единицы и способен воспринимать и выполнять команды, поступающие по слуховому каналу.

Таблица 2. Время переносимости перегрузок испытателями в позе «лежа на спине»

№	ny	t, c	Отзыв испытателей
1	3	571	Головокружение после воздействия. Режим прошло 8 из 9 человек
2	4	381	Головокружение после воздействия. Режим прошли все 9 испытателей
3	5	285	Дискомфорт за грудиной. Режим прошли все 9 испытателей
4	6	228	Значительный дискомфорт за грудиной. Режим прошли 7 испытателей из 8
5	7	190	Боль за грудиной. Затрудненное дыхание. Режим прошло 8 из 9
6	8	160	Сильная боль за грудиной. Затрудненное дыхание. Предельно-переносимо для 7 испытателей из 7

электромагнитный оптический самолет фонарь

Таблица 3. Время переносимости перегрузок испытателями в позе «полулежа» под углом 70, тазобедренный угол 100

№	ny	t, c	Отзыв испытателей
1	3	571	Головокружение после воздействия. Из 9-ти испытателей режим прошло 8 человек
2	4	381	Головокружение после воздействия. Режим прошли все 9 испытателей
3	5	285	Дискомфорт за грудиной. Режим прошли все 9 испытателей

Как показали испытания, изменение угла наклона спинки кресла даже на 10 влечет за собой значительные изменения в способности переносить перегрузки. На рисунке 22 изображены результаты испытаний при угле спинки в 65 градусов, тазобедренный угол около 110. Сравнение с результатами других испытаний представлены на рисунке 20.

Рисунок 22 - Результаты испытаний при угле спинки 65, черными точками отмечены случаи ПС

Как видно из рисунка 20, наибольшие значения перегрузок были достигнуты при углах кресла 65 и 78 градусов. Произведем сравнение этих случаев и выберем наиболее оптимальный для экипажей самолетов - истребителей.

Угол 78. На рисунке 20 видно, что при установке кресла под углом 78 предельно-переносимая перегрузка составляла 22 единицы, при этом испытуемые не жаловались на боль в загрудинной области. Для сравнения, в позе «лежа на спине» такие боли появлялись при ny = 8, а сама предельно-переносимая перегрузка, как видно из того же рисунка, равнялась 10 единицам.



Рисунок 23 - Время переносимости человеком поперечных перегрузок в различных позах. 1. ц = 90°; 2. ц = 70°, тазобедренный угол около 100°; 3. ц = 90°, колени подняты; 4. ц = 65°, тазобедренный и коленный углы около 110°; 5. ц = 78°,тазобедренный и коленный углы около 75°; ц - угол между спинкой кресла и вектором перегрузки

Полезным для сравнения будет понятие доза перегрузки ДV. Данный параметр показывает приобретенную, либо потерянную скорость летчиком за время действия перегрузки.

Из рисунка 24 следует, что максимальная доза перегрузки для угла 78°, в сравнении с позой «лежа на спине» при ny = 8 выросла с 12000 до 19000 м/с, однако с ростом перегрузки опустилась до ?10000 м/c. При этом, не смотря на такое снижение ДV, переводя дозу перегрузки в секунды, ny = 22 человек способен выдерживать в течении нескольких десятков секунд, при этом даже скоростные пилотажные самолеты держат перегрузку в 8 - 10 единиц лишь в течение 5 - 8 секунд. Если продолжительность времени полета некоего перспективного истребителя с перегрузкой в 20 единиц принять равной 8 секундам, то летчику обеспечивается более чем шестикратный запас по дозе перегрузки.

Не смотря на высокие перегрузки (около 20 единиц) и большие дозы перегрузок (до 11000 м/с), которые приводили к значительным деформациям мозга, угол расположения испытателей позволял компенсаторным механизмам организма поддерживать артериальное и внутричерепное давление, а также тургор и вязкоупругие характеристики мозга на достаточно высоком (но не чрезмерном) уровне, что и послужило одной из причин сохранения сознания в подобных условиях.

Рисунок 24 - Предельно переносимые дозы перегрузки. 1 - в позе «лежа на спине»; 2 - при расположении испытуемого под углом 78°; 3 - Погрешность в определении момента остановки эксперимента

Угол 65. На рисунке 25 видно, что при расположении испытуемого под углом 65° из-за того, что в отличие от угла 78 часть нагрузки воспринимается позвоночником, нагрузка, приходящаяся на его сердечно-сосудистую систему, в сравнении с углом в 78 выросла примерно в два раза, что снизило предельно переносимую перегрузку с 22 до 15 единиц, а дозу перегрузки до 1000 м/c.



Рисунок 25 - Артериальное давление в зависимости от позы посадки испытуемого

Деформация мозга при приближении к предельно-переносимым перегрузкам будут вызывать боль. В целом, симптомы, возникающие при воздействии на тело испытуемого максимальных перегрузок при его расположении под углом в 65° аналогичны таковым во время воздействия перегрузок «голова - таз» - наблюдается потеря сознания, падение тургора и т.д.

Повышение переносимости предельно-допустимых перегрузок и их доз в сравнении с чистыми перегрузками «голова - таз» происходит по причине того, что в случае посадки испытуемого под углом ц = 65° нагрузка, направленная вдоль позвоночника, составляет лишь около четверти от суммарного вектора перегрузки.



4.3 Расположение летчика сидя, перегрузки «голова - таз»

На текущий момент в подавляющем большинстве самолетов летчик располагается в позе сидя, так как такой вариант его размещения позволяет обеспечить ему обзор на достаточном уровне. При таком расположении наибольшее влияние на экипаж самолета оказывают перегрузки «голова-таз».

Для оценки переносимости летчиками перегрузок «голова-таз» обратимся к статистическим данным.

На рисунке 26 приведены результаты испытаний по переносимости перегрузок среди 1434 летчиков, при этом ППК и ППМ не использовались. Скорость нарастания составляла (с)z ? 1 1/с. Также имеются данные о реакции испытателей при воздействии на них перегрузок (таблица 2.1), результаты испытаний крайне близки к данным, изображенным на рисунке 26.

Рисунок 26 - Устойчивость летчиков к перегрузке "голова - таз" без использования ППК и ППМ

Таблица 4. Реакция испытателей со специальной физ. подготовкой на длительно-действующие перегрузки «голова - таз»

№	Средняя перегрузка и диапазон отклонений	Реакция испытуемого
1	2	Чувство прижимания к креслу, тяжесть в конечностях
2	3 - 3,5	Невозможно встать с кресла, тяжесть в теле и боль в мышцах
3	4,1 (2,2 - 7,1)	Потеря периферического зрения
4	4,7 (2,7 - 7,8)	Черная пелена
5	5,4 (3,0 - 8,4)	Потеря сознания

В перечисленных выше исследованиях на центрифуге скорость нарастания перегрузки «голова-таз» была меньше единицы в секунду, однако во время полета на самолете перегрузки зачастую возрастают в разы быстрее. При скоростях нарастания больше >1 1/с, в отличие от вышеупомянутых случаев компенсаторные механизмы сердечно-сосудистой системы не имеют достаточного количества времени для того, чтобы начать действовать в полную силу, а в мозге накапливаются не релаксирующие упругие деформации, чего не наблюдается при более медленном ( <1 1/с) нарастании перегрузки. Из-за защитной реакции мозга на его деформации, превышающие пороговые, происходит потеря сознания, при этом доза перегрузки составляет лишь треть от случаев <1 1/с и равна (в случае отсутствия ППК и отказа от ППМ) ДV = 300 … 400 м/c вне зависимости от значения достигнутой перегрузки.

Также, проводились испытания в центрифуге на летчиках, использующих ППМ и ППК. Так, на рисунке 27 изображен пилот, находящийся в центрифуге TX Centrifuge, авиабаза Брукс, во время одного из испытаний противоперегрузочных костюмов ATAGS и Combat Edge, в левом верхнем углу указана дата проведения испытания и перегрузка в момент съемки.



Рисунок 27 - Летчик во время испытания ППК, в левом верхнем углу указана дата проведения испытаний и перегрузка на момент съемки (12.02 ед.)

В ходе 50 испытаний летчик переносил перегрузки в 12 единиц в течении различного времени, ПС наблюдалась лишь в одном случае. В эксперименте, во время которого был сделан снимок летчик без ПС переносил перегрузку в 12 единиц в течении 17 секунд, скорость нарастания около 4 1/c, доза перегрузки ДV при этом составила около 1850 м/с, что существенно превышает показатели переносимости перегрузок, полученные в результате экспериментов над пилотами, не применяющими ППМ и ППК. Однако данный летчик - пример натренированного человека с повышенной сопротивляемостью к перегрузкам, но даже ему достигнуть результатов переносимости перегрузок «грудь - спина» все же не удалось.

4.4 Вывод по перегрузкам и позе летчика в самолете с ЭФ

Исходя из результатов экспериментальных данных видно, что проще всего переносятся длительно-действующие перегрузки «грудь - спина» и «спина - грудь», при этом наилучший результат (предельно-переносимая перегрузка = 20 … 22) был достигнут при расположении летчика «на спине» при угле наклона спинки кресла 78 к вектору перегрузки, тазобедренный и коленный углы составили около 75. Несколько худшие результаты ( = 14 … 16) показали эксперименты с размещением летчика под углом 65, тазобедренный угол при этом равнялся 110. Оба этих варианта расположения превосходят как по предельно- переносимым перегрузкам, так и по дозе перегрузки более классические способы посадки пилота - сидя, при этом дают возможность обеспечить лучший обзор летчику и приводят к меньшей утомляемости, чем сравнимые по параметрам переносимости перегрузок варианты размещения «на животе», при которых основным направлением действия перегрузок является «спина - грудь». Говоря же о перегрузках ударных, здесь также лучшие результаты были достигнуты в случае размещения летчика таким образом, чтобы либо большая часть, либо вся перегрузка была направлена по направлению «грудь - спина», либо «спина-грудь».

Учитывая рассмотренные выше особенности переносимости летчиком перегрузок, можно сделать вывод, что для самолета-истребителя, оснащенного электронным фонарем наиболее оптимальными способами размещения летчика с точки зрения удобства и переносимости перегрузок будут:

а) для самолетов - истребителей без повышения существующих требований по переносимости летчиком перегрузок (n = 8…10) для улучшения переносимости ускорений - поза «лежа», угол спинки 65 к вектору перегрузки, тазобедренный угол 110.

б) для самолетов - истребителей с повышенными требованиями к маневренности на больших и малых скоростях - поза «лежа», угол спинки 78-80 к вектору перегрузки, тазобедренный и коленный углы 75.

При этом, следует добавить, что данные способы расположения летчика возможны только в случае применения электронного фонаря, так как при использовании классических фонарей при размещениях летчиков под указанными выше углами существенно ухудшается (рисунок 28), либо полностью теряется возможность обзора передней полусферы. При этом, в случае размещения летчика под углом 78 к вектору перегрузки направление его взгляда не совпадает с направлением полета, поэтому создание обзора передней полусферы на достаточном уровне без ухудшения обзора в других полусферах возможно лишь с применением выводимого на экраны, либо проецируемого изображения с внешних камер.

Рисунок 28 - Предполагаемое размещение летчика в кабине McDonnell Douglas Model 265-1 1. угол наклона 22, угол обзора вперед-вниз 10; 2. угол наклона спинки 65, обзор вперед-вниз без учета влияния ног летчика на обзор ?0 (мешает приборная панель)

Следует уточнить, что в самолете вектор перегрузки не статичен и меняет свое направление в зависимости от угла атаки ЛА, следовательно при угле наклона кресла ц = 60…65 и угле атаки б = 15…25 вектор перегрузки будет направлен под 75…90. Расчет направлений вектора перегрузки для множества различных ситуаций, которые могут возникнуть во время полета не является темой данной работы, поэтому ограничимся лишь общим описанием возможностей расположения летчика в кабине.

Учитывая не статичность вектора перегрузки во время полета, летчика можно расположить с фиксированным углом установки кресла под определенный, наиболее вероятный максимальный угол атаки в случае ведения маневренного боя, либо же применить кресло с изменяемым углом установки.

В случае использования фиксированного кресла обеспечивается большая простота исполнения, что положительно сказывается на стоимости изготовления и надежности электронного фонаря в целом, поскольку требуется меньшее количество движущихся деталей в сравнении с креслом с изменяемым углом установки, в то время как в случае применения катапультного кресла с изменяемым углом посадки летчика максимальная переносимость перегрузок человеком обеспечивается на различных углах атаки.

Стоит отметить, что при расположении летчика с большими углами установки кресла может стать проблематичным катапультирование, поэтому, прежде чем летчик в кабине будет размещен подобным образом, должна быть решена проблема с аварийным покиданием самолета, однако, ее решение не входит в перечень задач и не является темой данной работы.



5. Окончательный выбор решений для ЭФ самолета-истребителя

5.1 Выбор решений, предполагаемых к использованию на истребителе с электронным фонарем

Исходя из рассмотренного в рамках выпускной квалификационной работы произведем выбор систем и параметров электронного фонаря кабины пилота самолета-истребителя.

В рамках работы было представлено два варианта катапультного кресла: фиксированное под неким углом к строительной горизонтали самолета для улучшения переносимости перегрузок при определенном режиме полета и с переставным углом установки. В обоих случаях требуется тем больший наклон, чем выше скорость истребителя, при этом лучший результат с точки зрения переносимости перегрузок показывает второй вариант, так как с уменьшением скорости полета для создания располагаемой нормальной, максимальной эксплуатационной или предельно-переносимой перегрузок увеличиваются потребные углы атаки, а, следовательно, уменьшается требуемый угол установки кресла и наоборот. Однако с точки зрения обеспечения возможности аварийного покидания самолета, не смотря на наличие данной проблемы у обоих способов расположения, проще обеспечить катапультирование на кресле с фиксированным углом установки. Учитывая это, большую простоту конструкции кресла с нерегулируемым углом установки, а также отсутствие на текущий момент необходимости существенного повышения эксплуатационных перегрузок выбираем фиксированный угол установки кресла ц = 65 к наиболее вероятному во время ведения воздушного боя максимальному вектору перегрузки, тазобедренный угол 110, что позволит снизить влияние перегрузок на летчика в сравнении с используемыми на текущий момент катапультными креслами.

Для обеспечения летчику обзора внутри кабины при использовании кресла с большим углом наклона установлен электронный фонарь. ЭФ должен состоять из комплекса экранов, обеспечивающих летчику круговой обзор на уровне обыкновенного фонаря кабины, а также работать как система улучшенного и синтезированного зрения. С учетом рассмотренных в ходе работы особенностей по пропусканию оптического диапазона электромагнитного излучения атмосферой, электронный фонарь должен обеспечивать летчика изображением в видимом спектре, а также, для обеспечения видимости в любое время суток и в широком спектре условий, в двух поддиапазонах инфракрасного излучения - 3…5 мкм для полета на больших высотах и 8…12 мкм для малых высот.

Для обеспечения кругового обзора на уровне классического фонаря, ЭФ должен являться полукапсулой. При этом, необходима функция отображения приборной панели и вывода изображения с внешних камер на любой из экранов для повышения надежности самолета и эргономических качеств кабины. Учитывая традиционное расположение приборных панелей и МФД, нижний центральный экран следует выполнить сенсорным для того, чтобы у летчика была возможность ввода различной информации, к примеру, координат цели для управляемого вооружения, изменение масштаба выводимой на дисплей карты, а также для удобства настройки выводимых на экран данных. В случае отказа сенсорной панели ввод данных можно осуществлять при помощи установленного на ручке управления самолетом джойстика, выполненного в виде так называемой «hat switch». Аналогичный переключатель устанавливается, к примеру, на Су-27 для управления триммерами (рисунок 29).



Рисунок 29 - РУС Су-27 1 - ручка управления триммером

Для управления нашлемной системой целеуказания на шлеме должны быть закреплены инфракрасные датчики, по которым при помощи инфракрасной камеры должно отслеживаться положение головы пилота. Как было указано в работе, увеличение веса шлема приведет к увеличению нагрузки на позвоночник, что негативно скажется на работоспособности летчика из-за повышения утомляемости и возможности возникновения болевых ощущений в шейном отделе, а в случае маневрирования с большими перегрузками и катапультировании эти нагрузки могут быть чрезмерны и привести к травмам. По этой причине оборудование, размещаемое на шлеме должно быть сведено к минимуму и ограничиваться лишь ИК датчиками, вывод требуемой информации при этом должен осуществляться на экраны ЭФ в соответствии с положением головы летчика.

Органы управления самолетом также обладают определенной спецификой размещения, так, для минимизации влияния перегрузок на управление самолетом руки летчика должны лежать на специальных подставках, а ручка управления самолетом должна быть кистевой, при этом РУС необходимо выполнить в виде сайдстика.

В ходе работы также было рассмотрено два варианта расположения внешних камер на истребителе: распределенные по отдельности по планеру самолета, либо размещаемые все вместе под общим обтекателем. С целью повышения надежности для перспективного истребителя больше подходит первый вариант. Также, для резервирования источников информации для обзора в передней полусфере, в состав постов обзора в передней полусфере должны входить камеры, имеющие параллельные оптические оси визирования и обеспечивающие обзор одной и той же области закабинного пространства. Для обеспечения сшивания изображения поля зрения каждой камеры должны перекрываться. Совмещение полей зрения и формирование единого поля зрения производится системой технического зрения. Следует также отметить, что опционально для повышения надежности самолета на случай выхода из строя камер, либо экранов, для обеспечения обзора передней полусферы может быть установлен зеркальный перископ, аналогичный устанавливаемым на существующие учебно-боевые самолеты или перехватчик МиГ-31.

Таким образом, произведен выбор основных решений, требуемых для реализации при создании маневренного малозаметного истребителя с использованием ЭФ. Состав и особенности электронного фонаря включают в себя:

- комплекс мониторов (полукапсула) для обеспечения кругового обзора;

- более широкое использование РПМ и РПП в виду отказа от прозрачной части фонаря, покрытой рассеивающим напылением, что приведет к снижению РЛЗ и улучшению защищенности летчика от оптических средств поражения;

- выводимое на ЭФ изображение, создаваемое при помощи СУВ и ССВ;

- сенсорная приборная панель (часть ЭФ) с возможностью дублирования на несенсорных экранах;

- угол установки кресла ц = 65 к наиболее вероятному во время ведения воздушного боя максимальному вектору перегрузки, тазобедренный угол 110;

- внутрикабинная ИК камера и сеть нашлемных ИК датчиков для определения положения головы летчика;

- кистевой сайдстик;

- комплекс внешних камер видимого и инфракрасного (поддиапазоны 3…5 и 8…14 мкм) диапазона с перекрытием полей зрения для формирования сшитого изображения на ЭФ;

- опциональное использование зеркального перископа на случай отказа электронного фонаря.

5.2 Вывод по выбранным для использования в самолете с ЭФ решениям

Выбранные решения позволят существенно увеличить боевую эффективность высокоманевренных пилотируемых истребителей, поскольку при сохранении обзора на достаточном уровне, благодаря использованию камер видимого и инфракрасного диапазонов и отказу от прозрачной части фонаря повысится безопасность экипажа, снизится РЛЗ, а летчик будет иметь возможность наблюдать за различными целями и объектами в любое время суток и широком спектре погодных условий. При этом, расположение летчика позволит ему легче переносить перегрузки. Также, в виду того, что основная часть оборудования будет располагаться не на шлеме летчика, в сравнении с существующими образцами современных шлемов снизится нагрузка на его шею, что положительно повлияет на работоспособность летчика при длительных полетах, а также снизит вероятность получения травм при маневрировании и катапультировании.



Заключение

Несмотря на предпринимаемые способы улучшения тактико-технических характеристик самолетов-истребителей с традиционным фонарем кабины летчика, конструкторы постоянно ограничены в своих возможностях по их совершенствованию, поскольку вынуждены выбирать компромиссные решения. Так, например, от уменьшения размеров фонаря ухудшается обзор, а, следовательно, и ситуационная осведомленность летчика. В случае же увеличения - страдает аэродинамика, что ведет к ухудшению таких характеристик, как скорость и дальность полета. Существует также опасность поражения (ранения и даже гибели) летчика как из-за ограниченной птицестойкости фонаря, так и из-за его уязвимости к различным способам оптического воздействия. Для решения данных проблем было проведено исследование по влиянию на ТТХ истребителя заменителя классического фонаря кабины летчика - электронного фонаря.

В ходе исследования было выяснено, что при отказе от традиционного фонаря и использованию вместо него электронного, благодаря применению расположенных в кабине экранов на которые выводится информация с внешних камер, распределенных по планеру самолета, исключается необходимость расположения летчика строго в носовой части фюзеляжа, что позволяет использовать новые компоновочные решения при проектировании самолетов будущего. Так, в работе было показано, что использование электронного фонаря позволит без ухудшения обзора из кабины летчика улучшить аэродинамические обводы воздушного судна, что окажет положительное влияние на его летно-технические характеристики. Кроме того, было отмечено положительное влияние ЭФ на ЭПР самолета.

В работе также было показано, что использование ЭФ позволит без вреда обзору из кабины размещать летчика в различных позах, улучшающих переносимость перегрузок, в том числе под такими углами наклона спинки кресла, которые, в случае необходимости, обеспечивали бы более чем двукратное повышение предельно-переносимых перегрузок летчиком, что обеспечит возможность создавать истребители, способные к активному маневрированию на бульших, нежели доступные существующим самолетам данного типа, скоростях полета.

Кроме того, исходя из рассмотренных в работе проблем и способов их устранения были выбраны основные решения, рекомендуемые для использования в случае применения на истребителе ЭФ.

Таким образом, проведенное исследование показало, что использование на перспективных истребителях непрозрачного электронного фонаря кабины пилота позволит существенно повысить боевую эффективность летательных аппаратов данного типа.



Литература

1. Большая авиационная энциклопедия «Уголок неба», P-47D-25(40) [Электронный ресурс]. URL - http://www.airwar.ru/enc/fww2/p47d25.html

2. Versuchs-Bericht № 109.06.L.43. Einfluss der Form der Motorhaube auf die Geschwindigkeit der Me 109G [Electronic resource]. - URL: http://www.wwiiaircraftperformance.org/me109/VB-109-06-L-43.pdf (date of treatment: 07.04.2020)

3. Лагарьков А. Н, Погосян М. А. Фундаментальные и прикладные проблемы стелс-технологий // Вестник РАН. 2003 Т. 73 №9. - С. 779-787.

4. ОНПП "Технология" им. А. Г. Ромашина. Разработка высокопрочных облегченных композиций авиационного остекления на основе монолитного поликарбоната и технологии их производства [Электронный ресурс]. URL - http://www.aviationunion.ru/Files/Nom_4_Obninsk.pdf

5. William C. Miller, with Frederic M. Wilson and Michael P. McGrath. The amazing rescue of Fango 45 [Electronic resource] - URL: https://www.flightjournal.com/the-amazing-rescue-of-fango-45/

6. Черных Г. С., Старостин А. С. Оружие на новых физических принципах, проблемы защиты населения и территорий от его поражающих факторов. // Стратегия гражданской защиты: проблемы и исследования: журнал. - 2015. - Т. 5, № 2. - С. 22-37.

7. Росавиация: ослепление пилотов лазерами - реальная и серьёзная угроза//Ведомости. 08.06.2011 [Электронный ресурс]. URL - https://www.vedomosti.ru/politics/articles/2011/06/08/rosaviaciya_obespokoena_ sluchayami_oslepleniya_pilotov

8. Brad Lendon, The US successfully tested a laser weapon that can destroy aircraft mid-flight [Electronic resource]. - URL: https://edition.cnn.com/2020/05/22/asia/us-navy-lwsd-laser-intl-hnk- scli/index.html (date of treatment: 08.04.2020).

9. Газета вооруженных сил Российской Федерации, «На боевое дежурство заступили «Пересветы»» [Электронный ресурс] - URL: http://redstar.ru/na- boevoe-dezhurstvo-zastupili-peresvety/ (дата обращения 10.04.2020).

10. Желтов С. Ю., Выголов О. В., Визильтер Ю. В. Авиационные системы улучшенного и синтезированного видения закабинного пространства // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. - 2013. - № 1. - С. 33- 39.

11. Потапов Н. С., Кыдыргулов Р. А., Антонец И. В., Системы улучшенной визуализации. [Электронный ресурс] - URL: https://sibac.info/archive/meghdis/6(41).pdf (дата обращения 15.04.2020)

12. Шелагурова М. С. Система информационного обеспечения синтезированного видения для бортовых комплексов летательных аппаратов: Дисс. канд. техн. наук. - М.: 2015. - 223 с.

13. Визильтер Ю. В., Желтов С. Ю. Проблемы технического зрения в современных авиационных системах. // Техническое зрение в системах управления мобильными объектами. - 2010: Труды научно-технической конференции-семинара. М.: КДУ, 2011. Вып. 4. - С. 11-44.

14. Система синтезированного обзора [Электронный ресурс] - URL: http://teknol.ru/library/sybthetic_vision2.pdf (дата обращения 13.04.2020).

15. Соколов С.М., Богуславский А.А., Федоров Н.Г., Виноградов П.В. Система технического зрения для информационного обеспечения автоматической посадки и движения по ВПП летательных аппаратов [Электронный ресурс] - URL: https://cyberleninka.ru/article/n/sistema-tehnicheskogo-zreniya-dlya- informatsionnogo-obespecheniya-avtomaticheskoy-posadki-i-dvizheniya-po-vpp- letatelnyh-apparatov (дата обращения 18.04.2020)

16. J.D. Harrington, NASA's Quiet Supersonic Technology Project Passes Major Milestone [Electronic resource]. - URL: https://www.nasa.gov/press-release/nasa- s-quiet-supersonic-technology-project-passes-major-milestone (date of treatment: 13.04.2020).

17. Smith Y. A, Look Inside the X-59 QueSST Cockpit [Electronic resource]. - URL: https://www.nasa.gov/image-feature/a-look-inside-the-x-59-quesst-cockpit (date of treatment: 13.04.2020).

18. F-35 Electro Optical System (EOTS) [Electronic resource]. - URL: https://lockheedmartin.com/en-us/products/f-35-lightning-ii-eots.html (date of treatment: 15.04.2020).

19. Артюков И. А., Детекторы ультрафиолетового излучения. [Электронный ресурс] - URL: http://photonics.su/files/article_pdf/2/article_2641_578.pdf (дата обращения 14.04.2020).

20. Тымкул, В. М. Оптико-электронные приборы и системы. Теория и методы энергетического расчета: учебное пособие для вузов / В. М. Тымкул, Л. В. Тымкул. - Новосибирск: СГГА, 2005. - C. 22-24.

21. Белоусов Ю.И., Постников Е.С. Инфракрасная фотоника. Часть I. Особенности формирования и распространения ИК излучения. Учеб. пособие. - СПб: Университет ИТМО, 2019. - С. 56-59.

22. Тарасов В. В., Торшина И. П., Якушенков Ю. Г., Современные проблемы оптотехники: учебное пособие. -- М.: МИИГАиК, 2014. - С. 4-38.

23. Горбунов А. Л., Нечаев Е. Е., Теренци Г. Дополненная реальность в авиации. // Прикладная информатика. - 2012. - № 4. - C. 68-77.

24. Липов Б. П. Эргономическая адаптивность и задачи улучшения защиты от ударных перегрузок / Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 65 [Электронный ресурс] - URL: http://trudymai.ru/upload/iblock/ffe/ffee1e8d2a24ae17821fa00271c6fa4a.pdf (дата обращения 18.04.2020)

25. Amanda Macias, God's-eye view: The F-35's helmet lets pilots see the battlefield in a radically new way [Electronic resource]. - URL: https://www.businessinsider.com/f35-helmet-2017-1

26. Основы стереоскопического зрения [Электронный ресурс] - URL: http://industrial-wood.ru/aerofotosemka/5991-osnovy-stereoskopicheskogo- zreniya.html (дата обращения 17.04.2020).

27. Актуальные задачи стелс-технологий/ Лагарьков А. Н., Федоренко А. И., Кисель В. Н. и др. [Электронный ресурс] // Институт теоретической и прикладной электродинамики Российской академии наук. - URL: http://itae.ru/science/topics/№4%20(стелс).pdf (дата обращения: 15.04.2020).

28. Рабинович Б. А. Безопасность человека при ускорениях. (Биомеханический анализ). М., 2007. - С. 53-121.

29. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С. М. Егер, В. Ф. Мишин, Н. К. Лисейцев и др. Под ред. С. М. Егера. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983. - C. 277-280.

Размещено на Allbest.ru