Редакторская
  
Безопасность
  
ПБП
  
Власть
  
Авиапсихология
  
 >> 
 
 
Форум
 
 
Поиск
   
     
   
     
 

 Сайт 
00-05-2008 СРЕДСТВА СПАСЕНИЯ ЭКИПАЖЕЙ СВЕРХЛЕГКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
    

30-10-2007 Человеческий фактор в условиях перехода авиакомпании к управлению безопасностью полетов, Тезисы докладов научно-практической
конференции

    

00-01-2007 ОТМЕЧАЯ «ЗАСЛУГИ» СИСТЕМЫ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ОБ ОПАСНОСТИ СБЛИЖЕНИЯ С ЗЕМЛЕЙ (TAWS), ПРОДОЛЖАЕМ ИЗВЛЕКАТЬ УРОКИ
    

00-02-2005 СОВРЕМЕННАЯ ВОЕННАЯ ДОКТРИНА ГОСУДАРСТВ МИРА НАПРАВЛЕНА НА РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ВОЕННОГО СДЕРЖИВАНИЯ УГРОЗ ОРУЖИЯ КЛАССА ВТО – БЛА

00-03-2007 РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМЫ ПОТЕРИ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ ОРИЕНТИРОВКИ И УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В ПОЛЕТЕ
    


 Опрос 


Опросы



 Наша кнопка 





 
 
 
Вернуться к списку

07-2008 ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ ЛЕТНЫМИ ЭКИПАЖАМИ ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА НА ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА, д. т. н., проф. А. А. Терёшкин, журнал «Проблемы безопасности полетов»

    Определены статистические характеристики распределений двенадцати переменных - параметров полета транспортного самолета на регулярных воздушных линиях под управлением летных экипажей от этапа снижения с высоты эшелона до пробега. В терминах безопасности полета эти характеристики сопоставлены с эксплуатационными ограничениями самолета и требованиями норм летной годности. Получены вероятностные оценки выхода самолета за пределы ограничений, обусловленные деятельностью летных экипажей. Показано, что уровень их профессиональной подготовки обеспечивает безопасность на заключительных этапах полета самолета в нормальных условиях эксплуатации. Не установлено наличие "генерального" фактора с нагрузками на все исходные переменные. Качество деятельности экипажа является многомерным объектом исследования и измерения.

   

    Общие положения и постановка задачи исследования

    Полет самолета в воздушном пространстве под управлением летного экипажа описывается множеством переменных величин, которые можно объединить в три большие класса:

    - факторы эксплуатации (масса, положение центра масс, конфигурация самолета, режимы работы двигателей, состояние ВПП и др.);

    - режимы полета самолета (высота, скорость, перегрузка, угол атаки и др.);

    - переменные состояния внешней среды (атмосферное давление, температура воздуха, направление и скорость ветра и др.).

    Рассматривая эти переменные вместе, получим вектор большой размерности. По соображениям безопасности полета на текущие значения вектора наложены эксплуатационные и предельные ограничения. Превышение этих ограничений может приводить к авиационным инцидентам и происшествиям.

    Эффективность и надежность операторской деятельности летного экипажа в значительной мере влияет на безопасность полетов. В данном исследовании качество деятельности экипажа оценивается с точностью, с которой он выполняет полет, соблюдая на каждом этапе соответствующие значения координат многомерного вектора. Эти значения предписаны руководством по эксплуатации самолета (РЛЭ) [1]. Наиболее трудными для экипажа являются завершающие этапы полета - снижение, заход на посадку и приземление самолета. Именно на эти этапы приходится наибольшее число инцидентов и авиационных происшествий.

    Поскольку процесс полета непрерывен во времени и осуществляется путем последовательного перехода самолета из одной фазы полета в другую, значения переменных различных фаз полета оказываются связанными между собой. Существует опасная тенденция накопления отклонений и их последействия. Ошибки, допущенные экипажем на предшествующем этапе полета, как правило, имеют свои проявления и последствия в последующем этапе полета [2]. По мере приближения самолета к ВПП возрастает ранг опасности особых ситуаций вследствие накопленных отклонений и воздействия неблагоприятных факторов.

    Именно деятельность экипажа самолета формирует результат полета. И хотя она строго регламентирована РЛЭ, переменные - события являются фактически случайными, наступлением которых управляет экипаж. Причины многих опасных инцидентов - нарушения экипажами установленных правил полета, режима снижения самолета, ошибки в навигационных расчетах, отклонения от заданных значений скоростей полета, ошибки при выравнивании, приземлении и пробеге самолета по ВПП.

    В этом контексте безопасности полетов сформулирована задача, включающая исследование:

    - точности управления экипажами регулярных воздушных линий средним магистральным пассажирским самолетом и некоторыми его функциональными системами на основе данных реальных полетов;

    - факторной структуры переменных, описывающих поведение системы экипаж - самолет на режимах снижения с высоты эшелона, выравнивания, приземления и пробега самолета.

    В исследовании использованы данные ста полетов, выполненных экипажами регулярных воздушных линий на самолетах Ту–154 Б2. Экспериментальные данные получены из расшифровок информации бортовых эксплуатационных регистраторов. Каждая полетная реализация была описана вектором, включающим 12 следующих переменных:

   

    Статистический анализ переменных в терминах безопасности полетов

    Для статистического оценивания распределений переменных в табл. 1 использованы:

    - среднее A как мера центральной тенденции;

    - стандартное отклонение S как мера вариабельности;

    - стандартизованная асимметрия Sk как мера скошенности распределения влево при Skɬ или вправо при Skɘ

    - стандартизованный эксцесс Ex как мера остроты вершины распределения при Exɬ или ее уплощения при Exɘ. Равенство нулю Sk и Ex характерно для нормального распределения. Значения статистик Sk и Ex, выходящие за пределы диапазона [-2; +2], указывают на значительные отклонения распределения от нормального;

    - показатели диапазона распределений: минимум Min, максимум Max и размах R;

    - контрольные точки распределений: нижний квартиль Lq, верхний квартиль Uq и межквартильный диапазон Ir. Далее в терминах установленных ограничений выполнен статистический анализ распределений переменных с позиций безопасности полетов.

   

Увеличить tereshkin072008-2.gif (26кб)

    Переменные окружающей среды. В силу конструктивных и аэродинамических особенностей эксплуатация самолета ограничена минимальной температурой для арктических условий t=-500C и максимальной межконтинентальной температурой t=+370C при H=0). Тяга трех двигателей обеспечивает взлет с ВПП длиной 2,5 км при взлетной массе 98 т на высотах 0 - 2 км над уровнем моря при температуре t=300C.

    В экспериментальной выборке данных окружающая среда описана распределениями температуры наружного воздуха t0С и атмосферного давления аэродрома р, представленными на рис. 1.

   

Увеличить tereshkin072008-3.gif (15кб)

    Средняя температура воздуха равна 10,30С, а ее стандартное отклонение 50С. Среднее атмосферное давление аэродрома равно 748 мм рт. ст, а его стандартное отклонение 16 мм рт. ст. Оба распределения не являются нормальными: они имеют острые вершины (велики значения эксцесса). При этом распределение температуры воздуха скошено в сторону нижних значений температур, а распределение атмосферного давления скошено в сторону высших значений давлений. Форма обоих распределений в данном случае объясняется сезоном погоды, выбранным для проведения исследований. Сопоставляя диапазоны значений наблюденных переменных и установленные для них ограничения, отмечаем, что все полеты соответствовали ожидаемым условиям эксплуатации самолета.

    Скорость снижения самолета Vi. Этап снижения самолета с высоты крейсерского полета занимает определенное место в деятельности экипажа по затратам ресурса полетного времени и топлива. Главными параметрами режима являются приборная скорость Vi и вертикальная скорость Vy снижения, распределения которых представлены на рис. 2.

    Важнейшим требованием к выполнению режима снижения является соблюдение экипажами заданных ограничений по скорости полета. Приборная скорость полета на режиме снижения при нормальной эксплуатации ограничена значениями Vн.э=600 км/ч на высотах менее 7 км и 575 км/ч на высотах 7 – 12 км.

   

Увеличить tereshkin072008-4.gif (15кб)

    Ограничение установлено с учетом обеспечения прочности конструкции самолета для условий полета в турбулентной атмосфере. Минимальное время снижения потенциально ослабляет отрицательные последствия возможной декомпрессии пассажирской кабины и обеспечивает приемлемый уровень комфортных условий для пассажиров.

    Стандартизованные оценки асимметрии и эксцесса распределения Vi соответствуют нормальному распределению со средним 566 км/ч стандартным отклонением 11 км/ч. Из интегральной кривой распределения легко определить, что условие ограничения выполняется на процентиле P87[Vi≤575 км/ч], откуда следует, что вероятность превышения экипажем установленного ограничения Vн.э составляет 0,13, и ограничение по скорости полета достаточно строго выполняется.

    Вертикальная скорость снижения самолета Vy. Вследствие влияния различных факторов снижение является неустановившимся режимом полета: при снижении с постоянной приборной скоростью истинная скорость уменьшается, поэтому уменьшается и вертикальная скорость. Распределение Vy является бимодальным со средним значением -17,7 м/с и стандартным отклонением 4,3 м/с.

    Для режима снижения в нормальных условиях эксплуатации вертикальная скорость не имеет жестких установленных ограничений. Ее численные значения имеют рекомендательный характер. Например, чтобы пройти быстрее зону обледенения, снижение рекомендуется осуществлять при вертикальной скорости приблизительно -20 м/с на высотах 8 - 12 км. Различные ситуационные обстоятельства снижения самолета с высоты эшелона отражены на нижнем квартиле распределения Vy. Здесь вертикальная скорость находится в интервале (-30<Vy≤-20) м/с. Повышенные абсолютные значения вертикальной скорости характеризуют также «энергичный» стиль некоторых пилотов на режиме снижения. Таким образом, можно сделать вывод, что эти важные параметры не выходят за пределы эксплуатационных ограничений.

    Отношение между Vy и Vi представлено полем корреляции и уравнением регрессии (1) на рис. 3.

    Vy = 68,6 – 0,151Vi. (1)

    При этом коэффициент корреляции равен -0,48, а стандартное отклонение скорости Vy составляет 3,05 м/с. Крестиками отмечены исключенные из анализа данные полетов, вышедших за пределы 95% интервала прогнозных значений.

   

Увеличить tereshkin072008-5.gif (13кб)

    Технология выполнения захода и посадки. На этапе захода на посадку экипаж выводит самолет на посадочный курс и переводит его в посадочную конфигурацию. В процессе снижения экипаж уменьшает скорость полета, выполняет необходимые маневры, выпускает шасси, закрылки, предкрылки и переставляет стабилизатор. Самолет по глиссаде снижается к ВПП со скоростью VLA. После пролета торца ВПП производится выравнивание и приземление самолета в заданной зоне с допустимой вертикальной и путевой скоростью. На пробеге самолета экипаж гасит скорость, используя аэродинамические средства торможения, реверсирование тяги двигателей и тормоза основных колес вплоть до остановки самолета.

    Посадочная масса самолета. Распределение действительной посадочной массы самолета G является практически нормальным; его гистограмма изображена на рис. 4. Среднее значение равно 74,6 т, а стандартное отклонение 1,9 т.

   

Увеличить tereshkin072008-6.gif (10кб)

    Посадочная масса оказывается самой стабильной среди других переменных: ее коэффициент вариации составляет 2,5%. Поскольку максимальная посадочная масса самолета имеет эксплуатационное ограничение 80 т, можно сделать вывод, что ни в одном из полетов нарушение этого ограничения не имело места.

    Скорость полета по глиссаде. РЛЭ самолета предусматривает снижение по глиссаде с постоянной скоростью в посадочной конфигурации. Полет по глиссаде до момента пересечения торца ВПП должен выполняться на минимальной скорости VREF, рекомендованной для посадочной конфигурации и массы самолета. Требованиями норм летной годности в целях обеспечения безопасности полетов установлен минимальный запас скорости, равный VREF≥1,3Vсв. Это положение является предметом особого внимания в данном исследовании.

    Максимальные значения посадочной скорости VLA распределены согласно гистограмме на рис. 5.

   

Увеличить tereshkin072008-7.gif (10кб)

    Распределение является нормальным со средним значением 259 км/ч и стандартным отклонением 13 км/ч. Статистическая зависимость посадочной скорости VLA от фактической посадочной массы самолета G, построенная по результатам исследования, имеет вид:

    VLA = 5,028G – 0,0208G². (2)

    Уравнение в целом достоверно и объясняет 99,8% дисперсии VLA при стандартном отклонении 9,9 км/ч и средней абсолютной ошибке 8,3 км/ч.

   

Увеличить tereshkin072008-8.gif (17кб)

    Вертикальные штриховые линии на графике рис. 6 соответствуют диапазону предсказанных значений скорости VLA в одной реализации с доверительной вероятностью 95%.

    Полученный результат, в частности, позволяет сделать следующие выводы:

    1) уравнение (1) совпадает с графической зависимостью (рис. 7) рекомендованных скоростей захода на посадку VREF от посадочной массы самолета при угле отклонения закрылков 450, приведенную в [3]. Поскольку уравнение построено по данным реальных полетов, можно утверждать, что летные экипажи учитывают важность пилотирования самолета на глиссаде со скоростью, предписанной для действительной массы самолета в целях обеспечения безопасности полета;

    2) в силу влияния неучтенных факторов действительная скорость полета VLA является случайной величиной и отличается от VREF. Оценим воздействие этих факторов на безопасность полета по нижней границе заштрихованной области графика. Для посадочной массы, равной, например, 78 т, скорость сваливания самолета с отклоненными на 450 закрылками составляет Vсв=202 км/ч, а скорость VREF=1,3Vсв=265 км/ч. Следовательно, экипаж обеспечивает нормированный запас по скорости 30%. Как показывает анализ, фактическая скорость полета VLA может оказаться на два стандартных отклонения меньше прогнозного значения VLA=VREF–2х9,9=245 км/ч. Это означает, что с вероятностью не более 5% запас по скорости уменьшится до 21% в результате действия неучтенных факторов, так как VLA /Vсв=1,21.

    Угол крена самолета над торцом ВПП. В целях обеспечения безопасности полета экипаж, согласно РЛЭ, должен завершать боковое маневрирование и выводить сбалансированный самолет к торцу ВПП, соблюдая ограничение по углу крена -3º≤γ≤3º. Гистограмма распределения угла крена представлена на рис. 8.

   

Увеличить tereshkin072008-9.gif (9кб)

    Распределение является нормальным со средним 0,25º и стандартным отклонением 2,11º.

    Из распределения следует, что процентиль P8 равен -3º, а процентиль P97 равен +3º. Это означает, что вероятность выхода за пределы назначенного ограничения по углу крена над торцом ВПП составляет 0,11.

    Выравнивание самолета. Оптимальная высота выравнивания самолета над ВПП в эксплуатационном диапазоне центровок самолета составляет 5 – 8 м. Большее отклонение пилотом штурвальной колонки свидетельствует о передней центровке самолета. Отклонение руля высоты вверх ограничено конструкцией системы управления и составляет -29º.

    Гистограмма распределения максимальных отклонений руля высоты δE при выравнивании приведена на рис. 9. Среднее значение равно -9,9º, стандартное отклонение равно 2,6º. Распределение имеет острую вершину и скошено вправо.

   

Увеличить tereshkin072008-10.gif (10кб)

    Поскольку стандартизованные значения асимметрии и эксцесса выходят за пределы интервала [-2, +2], распределение не является нормальным. Его нижний квартиль находится в диапазоне -20º≤δE≤-11º. Этому квартилю соответствуют передние эксплуатационные значения положения центра масс самолета, а также маневры выравнивания, выполненные пилотами в «энергичном» индивидуальном стиле пилотирования. Условия безопасности полета при этом удовлетворяются, так как остается достаточный запас отклонения руля высоты вверх (9º – 18º) для выполнения необходимых корректирующих маневров.

    Вертикальная перегрузка nY при приземлении самолета. Качество приземления оценивается вертикальной перегрузкой, воспринимаемой шасси при касании колесами поверхности ВПП. Перегрузка зависит от вертикальной скорости касания и характеристик амортизаторов основных стоек шасси. Она ограничивается прочностью шасси, фюзеляжа и комфортом пассажиров. Посадка оценивается как «отличная», если максимальное значение вертикальной перегрузки находится в пределах 1<nyə,5. Гистограмма распределения ny при приземлении самолета приведена на рис. 10.

    Среднее значение и стандартное отклонение соответственно равны 1,13 и 0,09 ед. Распределение скошено влево, в сторону меньших значений перегрузки. Cтандартизованное значение асимметрии превышает +2, распределение не является нормальным. Поскольку максимальное значение перегрузки в распределении не превышает Max(ny)≤1,4, условия безопасности полета полностью удовлетворяются.

   

Увеличить tereshkin072008-11.gif (9кб)

    Дисперсия вертикальной перегрузки по всей выборке данных характеризует в целом мастерство выполнения экипажами маневра выравнивания и приземления. Анализ перегрузки ny при приземлении самолета показал, что ее дисперсия содержит три компоненты. Наибольшее количество дисперсии (64,3%) приходится на отклонение руля высоты, а на массу самолета и его скорость приходится 14,7% и 12,1% соответственно. На неучтенные факторы приходится лишь 8,8% дисперсии. Таким образом, успешность выполнения приземления самолета определяется, в основном, управлением пилотом рулем высоты.

    Управление реверсом тяги двигателей на пробеге. После касания ВПП основными колесами шасси самолета и опускания передних колес на ВПП экипаж выпускает вручную средние интерцепторы, включает реверс тяги двигателей, затем выпускает внутренние интерцепторы. Снижение подъемной силы с падением скорости на пробеге позволяет начать эффективное использование тормозов основных колес. В процессе пробега кинетическая энергия самолета поглощается реверсом тяги двигателей, тормозами колес и аэродинамическим сопротивлением самолета. Реверс тяги двигателей является эффективным средством торможения самолета, особенно при пробеге по скользкой ВПП.

    Важными параметрами управления реверсом тяги двигателей с позиций безопасности полетов являются:

    - скорость VRon, при которой экипаж включает реверс тяги двигателей. Запаздывание с включением реверса тяги может привести к фактическому увеличению посадочной дистанции до опасных размеров;

    - скорость VRoff, при которой экипаж выключает реверс тяги двигателей. Необходимость выключения реверса тяги боковых двигателей на скорости более 120 км/ч обусловлена повышением вероятности повреждения двигателей посторонними предметами, которые могут оказаться на ВПП;

    - длительность работы двигателей на режиме реверсирования тяги tR ограничена температурой выходящих газов.

    Гистограмма распределения скорости VRon, на которой экипаж включает реверс тяги, представлена на рис. 11. Среднее значение равно 239 км/ч, а стандартное отклонение составляет 9,9 км/ч. Поскольку асимметрия распределения пренебрежимо мала, мода и медиана совпадают со средним. Значение эксцесса велико и, следовательно, распределение VRon не является нормальным.

   

Увеличить tereshkin072008-12.gif (11кб)

    При снижении скорости до 130 - 120 км/ч экипаж, продолжая торможение, выключает реверс тяги двигателей. Гистограмма распределения VRoff представлена на рис. 12.

   

Увеличить tereshkin072008-13.gif (10кб)

    Среднее значение распределения равно 149 км/ч при стандартном отклонении 10,5 км/ч. Здесь стандартное отклонение несколько выше по сравнению с предыдущей переменной вследствие различной интенсивности использования колесных тормозов пилотами на пробеге. Однако только в 1% посадок скорость VRoff оказалась менее 130 км/ч, что свидетельствует о строгом выполнении экипажами эксплуатационных ограничений.

    Гистограмма распределения времени работы двигателей на режиме реверса тяги представлена на рис. 13.

   

Увеличить tereshkin072008-14.gif (10кб)

    Распределение tR является нормальным со средним 13,3 с и стандартным отклонением 3 с, форма распределения несколько уплощенная. Поскольку коэффициент вариации распределения tR равен 22,5%, заключаем, что время работы боковых двигателей на режиме реверса тяги является важной переменной для управления экипажем процессом гашения кинетической энергии на пробеге самолета.

    Таковы основные статистические характеристики деятельности экипажей самолета по обеспечению безопасности полета на рассмотренных этапах полета.

   

    Содержание факторной модели системы «экипаж-самолет»

    Философия подхода к созданию формализованной модели системы «экипаж - самолет» состоит в следующем. Для спроектированного самолета с установленным в кабине экипажа оборудованием, началом, организующим деятельность экипажа, является РЛЭ самолета. Этот документ является «жестким каркасом», предписывающим экипажу выполнять последовательность необходимых действий и формировать наступление определенных событий в заданном пространстве и времени. В условиях реальных полетов под действием случайных внутренних и внешних факторов, влияющих на полет самолета и деятельность экипажа, переменные - события имеют случайные вариации. Именно в этих вариациях и содержится информация о действительной структуре системы экипаж - самолет.

    Построим структуру системы «экипаж - самолет» на основании результатов факторного анализа - матрицы факторных нагрузок, представленной в табл. 2. Методом главных компонент выделено пять факторов, общий вклад которых в описание дисперсии исходных переменных равен 74,6% (при этом переменные окружающей среды в анализ не включались). Процедура факторизации была остановлена при выполнении двух условий: 1) на каждый общий выделенный фактор должны приходиться нагрузки не менее чем от двух переменных, 2) последний выделенный фактор должен объяснять дисперсию не менее 5%. В таблицу включены факторные нагрузки, превосходящие принятое пороговое значение 0,4. Приведем интерпретацию выделенных факторов:

   

Увеличить tereshkin072008-15.gif (15кб)

    Фактор F1 вносит наибольший вклад в объясняемую дисперсию переменных, равный 27,2%. Высокие факторные нагрузки имеют переменные VRon, tR и VLA. Чем больше посадочная скорость и, следовательно, кинетическая энергия самолета, тем при более высокой скорости и на более продолжительное время экипаж включает реверс тяги двигателей. Этот фактор характеризует мастерство экипажа своевременно принимать и реализовывать решение о реверсировании тяги двигателей, контролируя скорость и положение самолета относительно ВПП. Поэтому фактор интерпретирован как «управление включением реверсоров и продолжительностью их работы на режиме обратной тяги».

    Фактор F2 интерпретирован как «управление продольным движением самолета при снижении с высоты крейсерского полета и приземлении самолета».

    Содержанием фактора F3 являются нагрузки от переменных угла крена самолета над торцом ВПП и посадочной скорости. Регрессионный анализ показал, что эти переменные связаны между собой уравнением (поле корреляции и линия регрессии представлены на рис. 14) вида:

    γ = 21,2483 - 0,081326VLA. (3)

   

Увеличить tereshkin072008-16.gif (14кб)

    Это уравнение статистически значимо при доверительном уровне вероятности 99% и объясняет 28,4% дисперсии угла крена. Коэффициент корреляции равен -0,53, показывая умеренно сильную связь между этими переменными. Стандартное отклонение остатков равно 1,64º, а их среднее абсолютное значение составляет 1,38º. Из уравнения (3) следует, что нулевому углу крена соответствует скорость полета самолета 261 км/ч.

    Наличие рассматриваемой зависимости можно объяснить парирующими воздействиями пилота на руль направления и элероны для удержания самолета на траектории глиссады под воздействием атмосферных возмущений (скорость и направление ветра). При этом угол крена самолета определенно зависит от значения скорости самолета над торцом ВПП. Фактор интерпретирован как «стабилизация угла крена самолета при пересечении порога ВПП».

    Фактор F4 определен как «координированное управление продольным каналом самолета при снижении и при выравнивании».

    Фактор F5 имеет нагрузки от переменных: посадочная масса самолета G и скорость VRoff, при которой экипаж выключает реверс тяги двигателей. Содержание фактора показывает, что с ростом посадочной массы самолета возрастает и скорость, при которой выключается реверс двигателей. Фактор F5 интерпретирован как «управление выключением реверсоров тяги двигателей на пробеге самолета».

   

    Обобщая результаты исследования, заключаем:

    1) уровень профессиональной подготовки летных экипажей регулярных воздушных линий обеспечивает безопасность на заключительных этапах полета самолета Ту-154 в нормальных условиях эксплуатации;

    2) анализ не выявил наличия “генерального фактора", который имел бы факторные нагрузки на все переменные. Это позволяет утверждать, что качество деятельности экипажа является многомерным объектом измерения.

    Литература

   

    1. Самолет Ту-154Б, Б-1, Б-2. Руководство по летной эксплуатации.

    2. Boeing, Flight Safety, issue Mar 01/95, p.4.1.

    3. Лигум Т. И., Скрипниченко С. Ю., Шишмарев А. В. Аэродинамика самолета Ту-154Б.- М.: Транспорт, 1985. - 263 с.


Вернуться к списку

  Рейтинг:  отсутствует


Добавить ваш комментарий
 
 
 Форум 
Добавлена новая опция модерирования - Доступ

Где можно выучиться на бортпроводника?

Профилактические работы

FAQ-Авторизация

Симуляция симулятора


 Ваш выбор 
06-2008 Автоматизированная обучающая система для этапа первичной летной подготовки, д. т. н., проф. В. В. Косьянчук, к. т. н., доц. А. И. Наумов, ВВИА им. Н.Е. Жуковского, журнал «Проблемы безопасности полетов»




10-ка лучших
 
 Рекомендуем 
06-09-2010 Продолжение исследований по методике параметрического мониторинга полёта, О. А. Бутырин, С. В. Клещенко - (ОАО «Авиакомпания «Сахалинские авиатрассы»), Материал предоставил О. А. Бутырин
 
 Интерактив 
"Самолечение пилотов"
Тест для врачей



 Архив сайта 
Просмотреть



 
   
     
     
© Aviahumanfactor.ru - 2007 
обратная связь