Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТНЫМ ЭКСПЕРИМЕНТОМ

Область техники

Изобретение относится к области средств информационного обеспечения испытаний и исследований летательных аппаратов (ЛА) и их систем и может быть использовано для контроля и управления ходом испытательного (исследовательского) полета воздушных судов (ВС).

Уровень техники

Известен Центр управления полетами (ЦУП) космических аппаратов (КА) - (см. официальный сайт Центра управления ЦНИИ машиностроения (ЦУП ЦНИИмаш)), технологический процесс которого направлен на обеспечение деятельности экипажа и работы бортовых систем, выполнение научно-исследовательских и практических хозяйственных задач, предусмотренных программой полета. www.mcc.rsa.ru

В этом процессе ЦУП принадлежит особая роль: персонал ЦУП оперативно анализирует ход полета, состояние бортовых систем КА, осуществляет долгосрочное и оперативное планирование работ с КА, выполняет все необходимые баллистические расчеты и выдачу на КА управляющих воздействий, контролирует состояние и действия экипажа при управлении пилотируемых КА.

ЦУП работает во взаимодействии со службами космодрома, командно-измерительного и поисково-спасательного комплексов, Центра подготовки космонавтов, научно-исследовательскими организациями, разработчиками космической техники.

ЦУП является руководящим и координирующим органом всей структуры управления полетом КА, где сходятся все нити управления КА с момента выведения его на орбиту и до окончания активного функционирования.

ЦУП работает круглосуточно, он следит за состоянием бортовых систем КА, за самочувствием экипажа, безопасностью полета, упреждая и предотвращая появление критических ситуаций. Вся информация от КА - телеметрическая, баллистическая, телевизионная, речевая поступает в ЦУП через командно-измерительные пункты по наземным и спутниковым каналам связи.

Комплекс программно-технических средств ЦУП позволяет производить прием, обработку, анализ и отображение получаемой информации в темпе реального времени. Во время сеанса связи с КА все данные о его состоянии становятся известны специалистам.

Сектора управления оборудованы унифицированными рабочими местами, оснащенными техническими средствами приема и отображения информации, используемой в работе, а также средствами связи и передачи информации.

Непосредственное управление каждым КА осуществляется оперативной группой управления, в состав которой входят специалисты по долгосрочному и оперативному планированию работ, по реализации запланированных операций, анализу работ бортовых систем КА и результатов проведения научных экспериментов, другие специалисты, привлечение которых связано со спецификой работы и целевого назначения КА. Оперативную группу возглавляет руководитель полета, которому подчинены все члены группы. Баллистико-навигационное, телевизионное, командно-программное, информационное и административное обеспечение полетов осуществляется соответствующими службами ЦУП.

Организацию работ служб ЦУП по обеспечению управления КА и координацию работ с группами осуществляет командный пункт ЦУП. Однако прием и обработка измерительной информации от КА в центрах осуществляется в течение коротких (15…40 мин) сеансов связи, после чего имеется время до следующего сеанса связи, в течение которого возможно выполнение полной обработки и анализа информации. При испытании объектов авиационной техники (и авиационно-космической техники на атмосферном участке полета) продолжительность сеанса связи с объектом должна быть весьма продолжительной: от начала подготовки к полету до завершения всех технологических операций (выключения систем) после завершения полета.

Известен летно-моделирующий пилотажный комплекс (ЛМПК), патент на изобретение РФ №2310909 от 23.06.2006 г., который содержит наземную и бортовую части - самолет «летающая лаборатория» (ЛЛ). В наземную часть ЛМПК введен вычислитель автоматического зависимого наблюдения (АЗН) для отработки режима автоматического зависимого наблюдения.

В наземную часть летно-моделирующего пилотажного комплекса введены: вычислитель вида с борта ЛЛ, вычислитель вида с двух бортов. В бортовую часть ЛЛ введены вычислитель формирования сигналов управления (ФСУ) для пилотирования по электронной индикации в зависимости от программного обеспечения и вычислитель сбора и обработки сигналов (СОС). В бортовой части два входа ФСУ подключены, соответственно, к выходам приемника спутниковой навигационной системы (СНС), системы аналогово-цифрового преобразователя бортовой части. Выходы вычислителя ФСУ и приемника СНС подключены к входам вычислителя СОС, выходы которого соединены с входом экрана-индикатора для отображения летчику пилотажно-навигационной информации при пилотировании и контроле параметров полета и радиомодема линии передачи данных (ЛПД) бортовой части УКВ-диапазона для организации цифровой ЛПД по тракту «земля-борт-земля».

Однако данный комплекс не позволяет проводить отработку бортового и наземного оборудования в режимах комплексирования заданий по различным темам, отсутствует возможность контролируемого подхода к сложным режимам.

Известен летно-тренировочный комплекс группового обучения (см. патент на полезную модель РФ №29901, ⁷B64F 5/00, 2002 г.), взятый за прототип, включающий средства внешнетраекторных и радиотелеметрических измерений, радиотехнические средства (РТС), посадочный радиолокационный комплекс (ПРЛК), радиотехническую систему ближней навигации (РСНБ), инструментальную систему посадки (ИЛС), микроволновую систему посадки (МЛС), систему телевизионной посадки (СТП), спутниковую навигационную систему (СНС), систему управления воздушным движением (УВД), спутниковую систему связи (ССС), связанную с системой управления летным экспериментом (СУЛЭ), связанной с электронно-вычислительной машиной (ЭВМ) моделирования динамики воздушного судна (ВС), оборудованную взлетно-посадочную полосу (ВПП) со средствами обеспечения полетов, самолет-носитель со средствами измерений, навигации, вычислительный центр обработки результатов летных испытаний с процессором (ЭВМ) обработки результатов измерений, комплекс оборудования центрифуги с системой обработки результатов измерений, связанную с пультом инструктора СУЛЭ в единую локальную вычислительную сеть.

Однако данный комплекс не позволяет проводить отработку бортового и наземного оборудования и определять характеристики экспериментального ВС и его систем в комплексных полетах. Данная система не обеспечивает необходимого уровня эффективности и безопасности при проведении ЛИ самолетов и бортового оборудования.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении эффективности и безопасности испытательного полета.

Существенные признаки

Система управления летным экспериментом, содержащая бортовую систему радиотелеметрических измерений, включающую систему сбора информации, соединенную с датчиками параметров полета, окружающей среды, работы систем воздушного судна (ВС), связанную с последовательно соединенными блоком кодирования и передатчиком радиотелеметрической системы (РТС), а на земле - измерительный комплекс (ИК), содержащий приемные станции РТС, систему внешнетраекторных измерений (ВТИ), систему единого времени (СЕВ), соединенную со входами РТС и системы ВТИ, линии связи, соединенные с выходами системы ВТИ и приемных РТС; пункт управления летным экспериментом (ПУЛЭ), в состав которого введены последовательно соединенные блок ввода информации, вход которого соединен с выходом линии связи, вычислительный комплекс, включающий локальную вычислительную сеть автоматизированной обработки полетной (радиотелеметрической и траекторией) информации в реальном времени, блок вывода информации, вычислительный комплекс, объединенный в локальную вычислительную сеть отображения и управления, в состав которого входят автоматизированные рабочие места (АРМ) руководителя испытаний и специалистов группы управления, а также средства радиосвязи с экипажем испытываемого ВС и оперативно-командной связи со средствами ИК, дополнительно введена комплексная система вычисления и отображения информации, содержащая блок оценки характеристик устойчивости и управляемости, блок отработки и испытаний авиационных двигателей, блок сопровождающего моделирования систем управления летательными аппаратами, блок моделирования звукового удара и наведения ВС, блок отработки методов ведения воздушного боя, блок отработки систем автоматической посадки ВС, входы которых соединены с выходом вычислительного комплекса обработки полетной информации ПУЛЭ, а выходы - с входом вычислительного комплекса отображения и управления.

Таким образом, безопасность испытательного полета повышается при использовании СУЛЭ за счет:

- своевременного обнаружения особенностей в характеристиках ЛА в процессе перехода от режима к режиму;

- контроля выхода за установленные ограничения;

- контроля соответствия конфигурации ЛА условиям полета;

- своевременного обнаружения отказов авиатехники;

- контроля физиологических параметров членов экипажа.

Эффективность летных испытаний достигается за счет повышения зачетности каждого режима и испытательного полета в целом, а также за счет сокращения сроков испытаний.

Сроки летных испытаний ЛА при использовании СУЛЭ могут быть сокращены за счет:

- повышения зачетности;

- возможности контролируемого подхода к сложным режимам без выполнения посадки ЛА для обработки и анализа предыдущих режимов;

- комплексирования заданий по различным темам (задачам);

- анализа и документирования материалов в процессе полета;

- возможности моделирования в процессе полета и сравнения результатов моделирования с полученными в ЛИ.

Зачетность испытательного полета при использовании СУЛЭ повышается путем:

- контроля качества выполнения каждого испытательного режима;

- контроля функционирования бортовой системы измерений и сбора информации;

- повторения режима, в случае признания его незачетным, с уточнением параметров полета, режима работы систем при изменении условий;

- своевременного перехода на резервное задание программы испытаний при невозможности выполнения основной программы.

Непосредственное управление каждым испытательным (исследовательским) полетом осуществляется оперативной группой управления (ОГУ), в состав которой входят специалисты по различным системам испытываемого ВС и направлениям исследований в зависимости от программы испытаний (исследований). Возглавляет ОГУ руководитель испытаний - лицо, принимающее решение (ЛПР). Принятые решения (рекомендации) сообщаются экипажу испытываемого ВС по радиосвязи.

На чертеже фиг.1 приведена блок-схема предлагаемой системы управления летным экспериментом.

Система управления летным экспериментом содержит на борту испытываемого ВС 1 систему радиотелеметрических измерений 2, включающую систему сбора информации 3, соединенную с датчиками параметров полета, окружающей среды, работы систем воздушного судна, связанную с последовательно соединенными блоком кодирования 4 и радиопередатчиком РТС 5, а на земле - измерительный комплекс 6, включающий приемные радиотелеметрические станции (РТС) 7, систему внешнетраекторных измерений (ВТИ) 9, входы которых соединены с выходами системы единого времени (СЕВ) 8 для синхронизации измерительных потоков от различных источников информации, линии связи (телефонные, кабельные широкополосные, волоконно-оптические, спутниковые и др.) 10, соединенные с выходами системы ВТИ 9 и РТС 7, для передачи информации на пункт управления летным экспериментом (ПУЛЭ) 11. ПУЛЭ 11 содержит последовательно соединенные блок ввода информации 12, вход которого соединен с выходом линии связи 10, вычислительный комплекс, включающий локальную вычислительную сеть автоматизированной обработки полетной (радиотелеметрической и траекторией) информации в реальном времени 13, блок вывода информации 14, вычислительный комплекс, объединенный в локальную вычислительную сеть отображения информации и управления 15 с автоматизированными рабочими местами 23 руководителя испытаний и специалистов группы управления, оснащенными средствами радиосвязи с экипажем испытываемого ВС и оперативно-командной связи со средствами измерительного комплекса 7 и 9, а также комплексную систему вычисления и отображения информации 16. Комплексная система вычисления и отображения информации 16 содержит блок оценки характеристик устойчивости и управляемости 17, блок отработки методов испытаний опытных авиационных двигателей 22, блок сопровождающего моделирования систем управления ВС 21, блок моделирования звукового удара и наведения ВС 20, блок отработки методов ведения воздушного боя 18, блок отработки систем автоматической посадки ВС 19, входы которых соединены с выходами вычислительного комплекса обработки полетной информации 13 ПУЛЭ, а выходы связаны с входом вычислительного комплекса отображения и управления 15.

Система управления летным экспериментом работает следующим образом.

Экспериментальное воздушное судно (ВС) 1 оборудуется бортовой системой радиотелеметрических измерений (СРТИ) 2, включающей систему сбора информации 3 от датчиков параметров полета, окружающей среды, работы систем ВС, блок кодирования 4 и передатчик РТС 5 с антенной.

На земле функционирует измерительный комплекс 6, включающий приемные станции радиотелеметрической системы 7, систему внешнетраекторных измерений 9. Все наземные измерительные средства (7 и 9) синхронизируются с использованием выхода системы единого времени 8. Измерительная информация от средств измерительного комплекса 7 и 9 передается с помощью линий связи 10 на Пункт управления летным экспериментом (ПУЛЭ) 11, включающий вычислительные комплексы автоматизированной обработки полетной информации в реальном времени 13 и отображения информации и управления 15. После выполнения вычислительным комплексом обработки 13 расшифровки входного потока и получения физических значений измеряемых параметров, выходной поток, содержащий обработанную информацию, регистрируется на жестких дисках системы обработки 13 и через блок вывода 14 по локальной сети поступает в вычислительный комплекс отображения и управления ПУЛЭ 15. На автоматизированных рабочих местах 23 комплекса отображения информации и управления 15 производится прием информации и ее представление в текстовом и графическом виде с использованием графиков по времени и по параметрам, транспарантов, имитаторов приборов и т.д., при этом выполняется дополнительная обработка и вычисление расчетных показателей.

Кроме того, для повышения эффективности и безопасности испытательного полета при выполнении специальных задач ЛИ задействуется комплексная система вычисления и отображения информации 16, состоящая из нескольких блоков.

С помощью отработки системы автоматической посадки в блоке 19, отработки методов ведения воздушного боя в блоке 18, моделирования звукового удара в блоке 20, оценки характеристик устойчивости и управляемости в блоке 17, отработки методов испытания опытных авиационных двигателей в блоке 22, сопровождающего моделирования систем управления ВС в блоке 21, на основе анализа поступающей информации специалисты оценивают ситуацию в полете, ход выполнения полетного задания и возможность выполнения его в полном объеме, дают рекомендации по корректировке задания (порядок и последовательность выполнения режимов, условия их выполнения и т.д.). На основании их предложений и рекомендаций руководитель испытаний принимает соответствующее решение, которое доводится до экипажа экспериментального ВС.

Блок 19 отработки систем автоматической посадки введен в СУЛЭ в связи с необходимостью проведения исследований режимов посадки ЛА, требующих передачи части функций летчика системе автоматического управления (САУ) самолетом, последовательно полной автоматизации выполнения этих этапов. Посадка включает и режим захода на посадку.

Эта потребность вызвана необходимостью расширения метеоминимумов самолетов при одновременном повышении безопасности выполнения посадки, т.к. при посадке происходит около 50% всех авиационных происшествий (в т.ч. катастроф), причем значительная часть их является следствием ошибок пилотирования.

Для пассажирской авиации установлены три категории погодных минимумов, регламентирующих степень автоматизации посадки, требования к наземным (курсовой и глиссадный радиомаяк, светотехника аэродрома) и бортовым (курсовой и глиссадный приемники радиовысотомер малых высот) системам обеспечения посадки, а также требования к квалификации экипажа и системам отображения информации.

Факторы, обуславливающие автоматизацию управления при посадке и заходе на посадку - это требование снижения погодного минимума, повышения пропускной способности аэродрома, повышение безопасности, увеличение точности приземления, снижение необходимых размеров ВПП и др. Внедрение полуавтоматического управления лишь частично решает задачу автоматизации управления на этапах посадки, но точность полуавтоматического управления ниже точности полностью автоматического управления. Поэтому появилась необходимость проведения исследований полной автоматизации процессов управления заходом на посадку и посадкой вплоть до приземления. Автоматизируется смена подрежимов, формирование разовых команд, управление скоростью на этапах посадки. САУ заходом на посадку является обязательной подсистемой современных САУ самолета.

При отработке данного режима в вычислительный комплекс 13 и затем в блок 19 комплексной системы вычисления и отображения информации 16 должна поступать информация об угловом положении ЛА (углах тангажа θ, крена γ, курса ψ), угловых скоростях ω_z, ω_х, ω_у, значениях перегрузки n_y, n_x, n_z, параметрах курсоглиссадных зон ε_г, ε_k.

С помощью блока 18 проводят отработку методов обеспечения воздушного боя - вооруженного противостояния в воздухе одиночных самолетов (вертолетов) или групп ЛА, сочетающих огонь бортового оружия и маневр для уничтожения противника или отражения его атак. Воздушный бой - способ боевых действий истребительной авиации в борьбе за господство в воздухе. Выполнение боевых задач всеми родами авиации связано с ведением воздушного боя. В зависимости от условий проведения исследования воздушного боя в полете должны отрабатываться режимы, отличающиеся по составу участвующих сил (одиночные, групповые), по высотам, на которых они ведутся (на малых, средних и больших), по времени суток (дневные и ночные), по условиям погоды (в простых или сложных метеоусловиях), по типам целей.

Воздушный бой начинается после обнаружения противника и заканчивается его уничтожением или прекращением воздушного боя по команде командира (при ограничении запаса топлива, при повреждении самолета). Воздушный бой самолетов-истребителей включает режимы обнаружения цели, распознавания цели, сближении, атаки целей. Для определения промаха летчик использует прицельно-навигационную систему истребителя. На СУЛЭ в данном режиме формируются зоны опасного сближения двух ЛА. При этом в центральный вычислитель 13 и блок 18 поступает следующая информация:

- географические координаты φ, λ;

- составляющие скоростей V_N, V_E, V_y, истинная скорость V_ист;

- геометрическая высота Н_г, курс ψ;

- текущее время Т_тек.

Кроме определения текущего местоположения ЛА в вычислителе с использованием данной информации вычисляется текущее значение следующих параметров:

- дистанция сближения двух ЛА Д_тек, Д_доп;

- превышение одного ЛА над другим Н_тек, Д_доп;

- боковое уклонение одного ЛА по отношению к другому Z_тек, Z_доп;

- скорость сближения двух ЛА по отношению к другому V_тек, V_доп.

Для формирования ограничений по этим параметрам с пульта вычислителя предусматривается ввод допустимых значений этих параметров (Д_доп, V_доп, Н_доп, Z_доп), которые могут меняться в зависимости от целей выполняемого полета при воздушном бое.

С помощью блока 20 проводят обеспечение полетов при исследовании звукового удара - акустического явления, возникающего при распространении в атмосфере земли ударных волн, создаваемых самолетом при полете со сверхзвуковой скоростью.

Область распространения возмущений от летящего со сверхзвуковой скоростью ЛА в атмосфере ограничена поверхностью головной волны от носика фюзеляжа, за которой следуют ударные волны разной интенсивности от других частей самолета (от крыла, хвостового оперения и т.д.). Поскольку более интенсивные ударные волны распространяются в атмосфере с большой скоростью, то они догоняют менее интенсивные, сливаясь с ними по мере удаления от ЛА и в дальней зоне или на поверхности земли, когда нужно определять давление и навигационные географические координаты λ, φ. При полете на больших высотах в атмосфере остаются только две ударные волны: головная и хвостовая с линейным профилем падения давления между ними, что обычно воспринимается как двойной хлопок - N-образная волна давления. Возмущения, исходящие от самолета в какой-либо момент времени, распространяются вдоль звуковых лучей, образующих в пространстве коническую поверхность (конус Маха).

При разгоне, развороте и других маневрах ЛА образуется каустика, вблизи которой происходит локальное повышение избыточного давления из-за наложения волн, что также требует регистрации навигационных параметров Н, Z, λ, φ.

Для повышения эффективности и безопасности этих полетов с ПУЛЭ осуществляется наведение самолета-генератора звуковой волны на наземный пункт измерения полей давлений при исследовании звукового удара и обеспечение пролета контрольного (измерительного) отрезка с требуемой точностью или взаимное наведение самолета-генератора звукового удара и самолета-зондировщика. Для более точного наведения в блоке 20 проводится моделирование распространения звуковой волны и строится прогноз прохождения на земле линии воздействия звукового удара.

В блоке 17 производится оценка характеристик устойчивости и управляемости самолета при проведении испытаний на определение этих характеристик, испытаний на критических режимах полета (большие углы атаки, сваливание, штопор и т.д.), в том числе с имитацией отказов бортовых систем и с имитаторами обледенения, при отработке системы предупреждения критических режимов. При этом определяются такие характеристики, как зависимости коэффициента подъемной силы С_у(α), балансировочные кривые по скорости, перегрузке φ, δ_в=f(V,n_y), углу крена δ_э, δ_н=f(γ) и др.

С помощью блока 22 отработки и испытаний авиационных двигателей выполняется контроль характеристик авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), диагностика состояния и отдельных элементов измеряемых параметров:

- тяги или мощности и установление факта выхода отклонения за пределы допусков;

- диагностики состояния отдельных элементов турбокомпрессора выхода за пределы допусков параметров двигателя;

- количественной оценка изменения характеристик дефектных элементов.

Диагностика состояния турбокомпрессора выполняется с использованием знаковых диагностических матриц (ЗДМ). ЗДМ содержит в себе только знаки коэффициентов влияния изменения параметров характеристик элементов турбокомпрессора на отклонение измеренных параметров двигателя. Несмотря на сильное влияние условий полета на величины коэффициентов влияния, знаки их не меняются. Это свойство ЗДМ позволяет ее использовать во всем диапазоне режимов работы и условий полета. Коэффициенты влияния и, соответственно, их знаки определяются методом малых отклонений из условия, что дефект может быть только в одном элементе. В сложных случаях сочетаний различных дефектов испытания проводятся на базе термодинамической модели. Данный режим исследования двигателя применялся при разработке методики испытания и исследовании звукового удара.

Общее минимально необходимое число измеряемых в эксперименте параметров определяется как сумма числа режимных параметров и числа степеней свободы механизма проявления неисправностей.

Блок сопровождающего моделирования систем управления 21 позволяет проводить математическое и полунатурное моделирование полета для определения динамических характеристик при известных моделях ЛА, систем управления и других систем (прямая задача динамики полета), определения параметров моделей (например, моделей сил и моментов, действующих на ЛА возмущений и др.), по известным динамическим характеристикам (обратная задача динамики или задача идентификации), для синтеза систем (автоматическое управление) и законов управления в соответствии с заданными техническими условиями и требованиями.

При определении, исследовании и применении моделей динамических объектов в форме линейных дифференциальных уравнений с постоянными или переменными коэффициентами в следующем виде:

∂Х/∂t=АХ+BU;

∂Y/∂t=CX+DU,

где Х - вектор параметров состояния;

А - матрица системы;

В - распределительная матрица;

U - вектор влияющих воздействий управления (факторов);

Y - вектор выходных параметров (откликов);

С - выходная матрица или матрица наблюдений;

D - матрица «вход-выход».

Динамически подобные модели используются для исследования характеристик ЛА на больших углах атаки, при сваливании, штопоре и при выводе из штопора с целью повышения безопасности проведения таких исследований на пилотируемом ЛА, а также при комплексных исследованиях ЛА новых схем. При этом используются пилотажные моделирующие стенды.

Эта технология была, в частности, использована при исследовании автоматической посадки космического аппарата, отработке резервного контура автоматизированной системы штурвального управления (АСШУ) самолета Ту-334.

В указанной в заявке конфигурации СУЛЭ может использоваться при испытаниях перспективных ВС военного и гражданского назначения, в том числе сверхзвуковых, а также для обеспечения летных исследований перспективных ВС и их систем на летающих лабораториях (ЛЛ).

При этом подключением, в зависимости от решаемой задачи, соответствующей комбинации блоков комплексной системы вычисления и отображения информации 16 обеспечивается многофункциональность и гибкость СУЛЭ при обеспечении различных программ испытаний.

Таким образом, технология ЛИ с использованием СУЛЭ - это комплекс методических, технических и программных средств, позволяющих на основе автоматизированного анализа бортовых и внешне-траекторных измерений с учетом априорных данных об объекте испытаний принимать и реализовывать в процессе полета решения, направленные на оптимизацию эксперимента и повышение его безопасности.

СУЛЭ дает возможность проведения анализа в темпе полета значительно большего, чем контролирует экипаж, количество параметров ЛА, двигателя, системы управления и других систем, возможность анализа в темпе полета аэродинамических характеристик самолета, обобщенных характеристик устойчивости и управляемости и других характеристик самолета и его систем специалистами разных направлений. Все это позволяет прогнозировать поведение самолета от простых режимов к сложным, оперативно влиять на ход испытательного полета и является мощной поддержкой пилота или экипажа при выполнении испытательного полета. При этом обеспечивается возможность принятия решения о сроке и задании на следующий полет за минимально возможное время.

СУЛЭ позволяет оказывать непосредственную помощь летчику в полете, информируя его о достигнутых результатах, предупреждая об отказах, о подходе к ограничениям.

СУЛЭ организована на базе современных технических средств, функционирует в рамках различных программных модификаций ОС DOS (MS DOS, PC DOS) и Windows XP, что обеспечивает в реальном времени обработку большого числа параметров (до 1000) и документирование результатов обработки. СУЛЭ обеспечила около 6900 испытательных и исследовательских полетов. Применение технологии управления летным экспериментом с использованием СУЛЭ обеспечило:

- отработку системы автоматической посадки орбитального корабля «Буран» на летающих лабораториях и самолете-аналоге БТС-0.02;

- исследования методов ведения ближнего маневренного воздушного боя;

- исследования звукового удара для всех типов сверхзвуковых ЛА;

- испытания бизнес-самолета «Молния-1»;

- летные исследования целого ряда новых двигателей на ЛЛ МИГ-25, Су-27, Ил-76;

- летные испытания самолетов МИГ-29 и МИГ-31 на больших углах атаки и в штопоре;

- исследования перспективных систем управления на ЛЛ Су-27 и Ту-154;

- российско-американские летные исследования на сверхзвуковом самолете Ту-144 ЛЛ «Москва» в интересах создания сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения (СПС-2);

- заводские и сертификационные испытания самолета Ту-334.