Значения ресурсов до списания перспективных ВС ГА

Вид ВС	Число пассажиров (масса груза)	Минимальная величина ресурса до списания, ч налета
Самолеты	до 100 чел. (до 5 т.)	35000
	101 - 200 чел. (5 - 10 т.)	45000
	свыше 201 чел. (свыше 10 т.)	60000
Вертолеты	до 0,5 т.	12000
	0,5 - 2 т.	18000
	свыше 2 т.	24000

Назначенные ресурсы комплектующих изделий, систем и оборудования ВС должны, как правило, соответствовать назначенному ресурсу ВС.

«ОТТ ЭТХ ВС ГА» являются основой для нормирования при разработке ТЗ, оценки и подтверждения ЭТХ ВС в соответствии с ТЗ. Они устанавливают уровни характеристик надежности и эксплуатационной технологичности ВС при условии выполнения требований норм летной годности для типовых условий эксплуатации.

Задание требований, оценка и подтверждение ЭТХ осуществляются Заказчиком и Разработчиком в соответствии с «Положением о порядке проектирования, постройки и испытаний гражданской авиационной техники и радиоэлектронного оборудования для нее».

На этапе разработки Технического предложения Разработчик формирует прогнозируемые уровни ЭТХ в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, этапы и способы их обеспечения при разработке и испытаниях. На этапе формирования ТЗ Заказчик на основании ОТТ ЭТХ формирует согласованные уровни ЭТХ для типовых условий эксплуатации ВС.

На этапе разработки и экспертизы эскизного проекта (макета) Заказчик должен производить оценку соответствия предлагаемых к реализации уровней ЭТХ требованиям, установленным в ТЗ, по доказательным материалам Разработчика ВС.

На этапе заводских испытаний Разработчик при участии Заказчика должен определять и оценивать уровни ЭТХ, разрабатывать и внедрять изменения конструкции, документации и средств ТОиР с целью обеспечения реализации требований ТЗ.

На этапе государственных испытаний Заказчик при участии Разработчика производит экспериментальную оценку уровней ЭТХ и контроль выполнения требований, установленных в ТЗ для типовых условий эксплуатации.

На этапе эксплуатационных испытаний Заказчик определяет фактические уровни ЭТХ в реальных условиях эксплуатации, завершает формирование Системы ТОиР в соответствии с Программой ТОиР, оценивает эффективность Программы ТОиР, разрабатывает мероприятия по повышению эффективности технической эксплуатации ВС в реальных условиях.

На этапе эксплуатации производится периодическая оценка фактических уровней ЭТХ, подтверждается их соответствие для типовых условий по этапам отработки назначенного ресурса, разрабатываются и внедряются мероприятия по изменению конструкции и корректировке Программы ТОиР.

Современное ВС гражданской авиации представляет собой комплекс сложных многофункциональных систем, каждая из которых включает 50 - 100 типов изделий и соответственно значительно большее число входящих в них элементов. Жесткие ограничения на геометрическую конфигурацию планера ВС, а следовательно, и на условия размещения в нем систем, изделий и оборудования ВС определяют ограничения на приспособленность различных изделий и оборудования к выполнению целевых работ ТОиР.

Следует учитывать, что приспособленность ВС в целом к технической эксплуатации реализуется в реальных условиях эксплуатации, характеризующихся многообразием переменных факторов воздействия на составные части каждого конкретного экземпляра ВС данного типа, что определяет дополнительные требования к приспособленности этих изделий и оборудования к целевым работам ТОиР во всех ожидаемых условиях эксплуатации ВС. Нормирование ЭТХ является начальным этапом формирования характеристик Системы ТОиР и проектирования ВС как объекта технической эксплуатации. Заказчик ВС задает такие требования к эксплуатационным качествам, которые обеспечивают эффективную техническую эксплуатацию ВС в ожидаемых условиях эксплуатации, а Разработчик реализует такие конструктивные решения при проектировании, которые обеспечивают техническое совершенство ВС и реализацию нормативных требований Заказчика.

Как уже отмечалось, важнейшими ЭТХ ВС являются: безотказность, эксплуатационная технологичность, эксплуатационная живучесть. В последующих главах более подробно рассматриваются проблемы обеспечения потребных уровней этих характеристик и задачи, требующие решения.
5.2. Обеспечение требований по безотказности изделий

и функциональных систем ВС
Одной из важнейших ЭТХ объектов ВС является безотказность – свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное состояние в течение некоторого времени или некоторой наработки в заданных условиях эксплуатации. Проблема обеспечения безотказности стала особенно актуальной в настоящее время вследствие усложнения конструкций ВС и их систем, состоящих из большого числа элементов, блоков, узлов, увеличения числа выполняемых ими функций и усиления режимов их работы.

На безотказность влияют различные факторы, определяемые условиями проектирования, производства и эксплуатации. Однако особое место в решении проблемы обеспечения безотказности объектов эксплуатации занимают этапы проектирования и производства. Низкий уровень безотказности, закладываемый при проектировании и производстве, не может быть компенсирован в дальнейшем на этапах эксплуатации.

Характеристики безотказности объекта эксплуатации непосредственно влияют на показатели безопасности полетов и регулярности вылетов по расписанию. Кроме того, они оказывают влияние и на экономические показатели эксплуатации.

В современных условиях для вновь создаваемой авиационной техники устанавливаются следующие группы показателей безотказности: технические, оперативно-технические и технико-экономические. Указанные группы показателей образуют определенную иерархическую систему, отражающую взаимосвязи эксплуатационных свойств ВС и его составных частей. Требования к значениям показателей безотказности ВС в целом и его составных частей должны быть согласованы между собой, поскольку значения показателей безотказности последних устанавливают посредством распределения требований, предъявляемых к ВС в целом.

Нормируемые значения показателей безотказности базируются на современном уровне развития отечественной и зарубежной науки и техники, а также прогнозе совершенствования техники и технологии, повышения безотказности элементной базы систем на период производства и эксплуатации ВС.

Нормирование и обеспечение группы технико-экономических показателей безотказности осуществляется в соответствии с «Межведомственным положением, определяющим принципы, методы, порядок нормирования, поэтапного подтверждения и контроля надежности для создаваемых и эксплуатируемых самолетов ГА и их составных частей». Основной принцип нормирования технико-экономических показателей состоит во взаимной экономической заинтересованности Заказчика и Поставщика авиационной техники в обеспечении и реализации нормируемого уровня безотказности в процессе создания, производства и эксплуатации ВС.

Функционирование системы обеспечения безотказности представляет собой совокупность обязательных процедур, реализуемых на протяжении всего жизненного цикла ВС, и включает:

- определение состава нормируемых показателей безотказности;

- установление норм показателей безотказности с учетом интересов всех заинтересованных сторон;

- организацию контроля достигнутых значений нормируемых показателей безотказности и подтверждение соответствия нормам на различных этапах жизненного цикла ВС;

- четкое определение размера материальной ответственности конкретных юридических лиц за несоответствие ВС нормам безотказности, а также рациональное распределение между Заказчиком и Поставщиком дополнительной прибыли, полученной в эксплуатации за счет улучшения нормируемых показателей безотказности.

Данные виды работ являются необходимой основой для построения саморегулирующейся системы нормирования безотказности, направленной на достижение оптимального уровня качества объекта, связанного с безотказностью, и основанной на финансовых отношениях Поставщика и Заказчика, обеспечивающих материальную заинтересованность всех звеньев, принимающих участие в создании и эксплуатации объекта.

При создании любых изделий конструктор в первую очередь обеспечивает выполнение предписанных изделию функций. Но отказ является неотъемлемым свойством любой системы, поэтому при проектировании сложных технических систем наряду с обеспечением функций все более актуальной становится задача предвидения уже на этапах создания всех возможных ситуаций, связанных с возможными нарушениями этих функций как из-за отказов в системах, так и по другим причинам и оценка возможного ущерба вследствие этих нарушений. Другими словами, в настоящее время проектирование должно вестись при условии «отсутствия неприемлемого ущерба при нарушении функционирования».

Предвидение подобных ситуаций на ранних этапах проектирования позволяет разработать эффективные мероприятия, позволяющие свести потенциальный риск к приемлемому уровню. Обеспечение необходимого уровня безопасной эксплуатации при нарушении функций (отказобезопасности, как частный случай) технической системы стало важнейшей задачей проектирования. Очевидно, что решение этой задачи должно предусматривать строгое определение функций системы и возможных нарушений этих функций.

В широком смысле работа конструктора, проектирующего какую-либо систему, состоит в выборе наиболее подходящей, по его мнению, модели и определении ее параметров. Если говорить конкретно о самолетостроении, то соответствующие модели уже довольно давно разработаны для таких разделов проектирования, как аэродинамика, прочность, управление ВС и системами и др. В последние 40 лет сформировался новый раздел проектирования ВС - отказобезопасность. В настоящее время этот раздел из-за объективных требований необходимо рассматривать в более широком плане, а именно, как безопасность полета при нарушении функционирования систем и агрегатов ВС. Имеется в виду, что нарушения функционирования систем могут быть вызваны не только отказами, но и другими причинами (ошибками операторов и программного обеспечения, внешними воздействиями).

Необходимость задания численных значений уровня безотказности изделий определяется, прежде всего, задачами, которые изделия должны решать. Возможность достижения определенного количественного уровня безотказности определяется научно-техническими, экономическими и организационными условиями.

Введение количественных требований безотказности способствует сокращению сроков доводки изделия в эксплуатации, упорядочивает взаимоотношения между Разработчиком, Заказчиком и Потребителем на всех этапах жизненного цикла изделия от его разработки до списания.

Наличие количественных требований по безотказности превращает борьбу за ее повышение в планомерный процесс, обеспечивающий уже на ранних стадиях проектирования возможность закладывать в конструкцию изделия тот уровень безотказности, который может быть обеспечен достигнутым уровнем развития науки, техники и технологии производства. Кроме того, на этапах испытаний и эксплуатации по мере оценки фактического уровня безотказности можно предпринять необходимые меры по его повышению до требуемого значения.

Необходимо, чтобы в любом случае требования по безотказности были реально выполнимыми, а задаваемые параметры достаточно просто контролируемыми на всех этапах создания и эксплуатации изделия.

В настоящее время наметились два основных направления в методике задания требований по безотказности комплектующих изделий. Первое направление базируется на использовании данных реально соответствующих прототипов для определения возможных характеристик безотказности вновь создаваемых изделий, второе – предполагает определение требуемых характеристик безотказности комплектующих изделий с целью получения высокой эффективности всего комплекса, в котором используется изделие.

Определение аналитической зависимости между показателями безотказности, параметрами комплектующих изделий и эффективностью применения комплекса – задача сложная. До настоящего времени пригодной для инженерной практики методики решения этой задачи в целом не создано, пока имеются лишь основные соображения и ряд частных методик [2].

Отечественных Разработчиков комплектующих изделий ВС насчитывается несколько сотен, а с учетом иностранных поставщиков эта цифра возрастает еще больше. Поэтому разработка типовых требований по разделу безотказности актуальна и необходима для современного этапа развития авиации. Эти требования должны быть заданы, исходя из общей технологии обеспечения надежности и безопасности полета создаваемого ВС.

Разработчик комплектующего изделия должен представить доказательную документацию, подтверждающую выполнение предъявленных требований, в виде:

- расчетов, представляющих собой анализ функциональных отказов изделий;

- испытаний, подтверждающих определенное нарушение выходов в зависимости от разных возможных нарушений входов. При этом под терминами «выход» и «вход» понимаются физически существующие элементы конструкции для связи с другими компонентами системы. Это могут быть механические элементы (штоки, шестерни, валы, рукоятки, тумблера и т.д.), электрические клеммы, гидро-, пневмоштуцера, фото-(свето-) чувствительные элементы, приемо-передающие антенны и др.;

- испытаний (или обоснования), подтверждающих выполнение требований по ресурсу и срокам службы;

- анализа (или обоснования) выполнения требований по возможности быстрой замены изделия после его отказа.

Однако следует отметить, что главная задача, связанная с нормированием показателей безотказности изделий функциональных систем для задания в требованиях на новые образцы АТ, остается до конца не решенной.

Не смотря на неоднократные попытки решить эту задачу, ни Заказчик, ни Разработчики ВС и их комплектующих изделий не смогли разработать и в установленном порядке ввести в действие необходимое методическое обеспечение по формированию количественных требований по безотказности комплектующих изделий.

Вместе с тем, значения показателей безотказности для отечественных самолетов оставляют желать лучшего. В качестве примера на рис. 5.1 и в табл. 5.5 приводятся статистические данные по безотказности изделий ФС самолетов Ил-96-300 и Б-767 а/к ОАО «Аэрофлот». Комментарии здесь излишни.

В «ОТТ ЭТХ ВС» по вопросу нормирования показателей безотказности ФС и их комплектующих изделий сказано, что оно должно осуществляться исходя из нормативных значений вероятности появления особых ситуаций из-за отказов систем.

Следуя этому требованию, в ряде опубликованных работ [3] дается описание некоторых частных методов решения задачи безотказности ФС и изделий. Одним из методов при создании первых самолетов был метод «проб и ошибок», базирующийся на здравом смысле и интуиции конструкторов. По всем недостаткам конструкции, которые выявлялись в процессе испытаний и могли повлиять на безопасность полетов, проводились соответствующие доработки конструкции. Это самая простая, но не самая лучшая модель.

Шагом вперед в этой области стало то, что с самого зарождения отечественных норм летной годности в них в качестве модели нарушения функционирования систем был выбран «функциональный отказ» (ФО). На основе этого понятия был разработан метод выполнения анализа функциональных отказов (АФО) [4].

К_1000, число отказов/1000 ч налета

Рис. 5.1. Значения показателя безотказности К₁₀₀₀ самолетов Ил-96 и В-767 по месяцам 2004 г.
Результаты проведения АФО представляют собой модель отказобезопасности ВС. Полученная модель служит основой при обеспечении и контроле безопасности полета в процессе проектирования, испытаний, изготовления и эксплуатации ВС.

Опыт показал правильность выбора перечня ФО как модели нарушения функционирования системы. Единственным методом получения перечня ФО был экспертный метод, что в период становления АФО вполне удовлетворяло. Экспертный метод получения перечня ФО успешно применялся в ходе сертификации Ил-86 и Ил-96-300 и продемонстрировал свою эффективность. В то же время по мере накопления опыта выполнения работ по обеспечению безопасности полета выявились некоторые проблемы, связанные с формированием перечня ФО.

При верном определении понятия ФО в НЛГС как «вида неработоспособного состояния системы в целом, характеризующегося определенным нарушением ее функции независимо от причин, вызывающих это состояние», отсутствие однозначного метода получения перечня ФО приводило и приводит к различным толкованиям этого понятия. Ряд объективных факторов не позволяет в настоящее время удовлетворяться определением перечня ФО на основании экспертной оценки, исходя из формулировки ФО. Окончательное решение при таком подходе слишком часто базируется на субъективном мнении.

Таблица 5.5

Распределение К₁₀₀₀ по функциональным системам самолетов Ил-96 и Б-767 ( К₁₀₀₀- число отказов на 1000ч. налета)

СИСТЕМЫ		Ил-96		Б-767
		кол-во	К1000	кол-во	К1000
21	Кондиционирования	407	16,41	38	1,29
22	Электр. автоматика	1002	40,40	6	0,20
23	Радиосвязь	275	11,09	193	6,55
24	Эл. снабжения	136	5,48	19	0,64
25	Бытовое	52	2,10	440	14,94
26	Противопожарное	27	1,09	21	0,71
27	Управления ВС	186	7,50	38	1,29
28	Топливная	89	3,59	17	0,58
29	Гидравлическая	159	6,41	5	0,17
30	Противооблед.	72	2,90	9	0,31
31	Приб. панели	159	6,41	25	0,85
32	Шасси	124	5,00	79	2,68
33	Светотехнич.	174	7,02	140	4,75
34	Пилот-навигац.	1143	46,09	43	1,46
35	Кислородная	27	1,09	17	0,58
36	Пневматическая	0	0,00	21	0,71
38	Водоснабжения	22	0,89	54	1,83
49	ВСУ	112	4,52	23	0,78
51	Структура	0	0,00	1	0,03
52	Двери, люки	37	1,49	28	0,95
53	Фюзеляж	25	1,01	9	0,31
54	Гондолы, пилоны	15	0,60	26	0,88
55	Гор. и вер. оперение	5	0,20	2	0,07
56	Фонарь, окна	15	0,60	5	0,17
57	Крыло	45	1,81	24	0,81
71	Силовая установка	0	0,00	28	0,95
72	Двигатель	201	8,11	35	1,19
73	Топливная двигателя	280	11,29	23	0,78
74	Зажигания	0	0,00	13	0,44
75	Отбора воздуха	0	0	1	0,03
76	Управления двигателем	7	0,28	3	0,10
77	ПКРД	466	18,79	6	0,20
78	Выхлопа	0	0,00	21	0,71
79	Масляная двигателя	0	0,00	14	0,48
80	Запуска	25	1,01	0	0,00
Итого:		5287	213,19	1427	48,44

Опыт работы в области обеспечения безопасности полета настоятельно требует создания такого метода получения перечня ФО (являющегося основой модели безопасности полета ВС), который был бы свободен от влияния субъективности, опыта и квалификации эксперта и позволял получать перечень ФО как однозначную функцию конструкции системы.

В качестве метода получения полного и однозначного перечня ФО Неймарком М.С. и Цесарским Л.Г. предложен метод приведения, который позволяет разработать модель отказобезопасности ВС, параметры которой однозначно определяются конструкцией функциональных систем. Этот метод достаточно подробно излагается в работе [4].

В основе метода лежат постулаты, смысл которых обобщенно можно выразить следующим образом: любая функция системы обязательно приводится (отсюда и название метода) к функции или сочетанию функций, входящих в систему агрегатов. Соответственно любой ФО системы обязательно приводится к какому-либо виду нарушения функции или сочетанию видов нарушений функций агрегатов системы. Функции агрегатов определяются в соответствии с моделью нормального функционирования (модель состояния нормального функционирования) агрегата. Нарушения функций агрегатов определяются в соответствии с моделью нарушенного функционирования (модель состояния нарушенного функционирования).

Модели состояний нормального и нарушенного функционирования агрегатов являются универсальными, т.е. они не зависят от установки агрегата на том или ином ВС, в той или иной системе и определяются только конструктивными параметрами функционирования агрегата. Универсальность модели базируется на том, что в качестве функций агрегатов рассматриваются конкретные физические сигналы (механические, гидравлические, электрические и т.д.) с их параметрами в соответствии с технической документацией и с соответствующими им физическими элементами связи (механические связи, штуцеры, клеммы и т.д.).

Метод приведения позволяет автоматизировать процесс определения перечня ФО систем ВС и причин отказов.

Необходимым и очень важным этапом в обеспечении требований по безотказности является разработка контрольных уровней безотказности по отдельным функциональным системам и агрегатам, выполнение которых гарантировало бы достижение заданных требований по надежности и безопасности ВС.

Контрольные уровни необходимо применять:

- для установления в техническом задании требований по безотказности для вновь конструируемых систем и агрегатов;

- при разработке конструктивных схем и для выбора наилучших вариантов систем на ранних этапах проектирования;

- для проведения расчетов, контролирующих выполнение заданных требований по безотказности агрегатов на всех этапах создания ВС;

- для контроля динамики изменения показателей безотказности комплектующих изделий в процессе эксплуатации ВС;

- для определения потребности в запасных частях с последующей их коррекцией по результатам эксплуатации.

На этапе эксплуатации ВС контрольные уровни необходимо использовать для принятия решения о необходимости проведения доработок конструкций функциональных систем, для совершенствования методов ТО и обоснования возможности продления или ограничения ресурса агрегатов. При разработке контрольных уровней учитываются следующие условия:

- каждая новая конструкция функциональных систем и агрегатов создается на базе предшествующих, причем в конструкцию изделия новой разработки переносятся хорошо зарекомендовавшие себя при испытаниях и эксплуатации части конструкции (элементы, узлы, агрегаты) и принципы построения систем;

- создание новых изделий на базе предыдущих автоматически учитывает экономические, организационные и научно-технические возможности;

- функциональные системы различных ВС представляют собой вполне установившуюся совокупность, что облегчает задачу поиска прототипа функциональных систем для проектируемого изделия;

- ограниченные сроки создания изделий, высокая стоимость отработки, невозможность учета и моделирования всех воздействующих факторов полета допускают запуск в эксплуатацию изделия с худшими характеристиками безотказности по сравнению с заданными, если это не влияет на обеспечение безопасности полета;

- допускается и экономически оправдано повышение безотказности в процессе эксплуатации изделий путем проведения доработок, направленных на устранение выявленных недостатков.

Для каждой функциональной системы, исходя из решаемых ею задач, составляется перечень функций, выполняемых системой. Затем составляется перечень ФО. Для каждого ФО устанавливаются его последствия для ВС путем логического анализа, расчетами (прочностными, аэродинамическими и т.д.), моделированием или в соответствии с опытом эксплуатации ВС предыдущих поколений. Для каждого возможного последствия ФО устанавливается степень его опасности согласно определениям особых ситуаций в соответствии с Авиационными правилами (Нормами летной годности).

В результате проведенных работ должно быть получено общее число возможных ФО по ВС в целом с распределением их по степени опасности, т.е.

n_{Σ =} n_КС+n_АС+n_СС+n_УУП+n ,

где n_Σ - общее число ФО по ВС в целом;

n_КС - число ФО, вызывающих катастрофическую ситуацию (КС);

n_АС - число ФО, вызывающих аварийную ситуацию (АС);

n_СС - число ФО, вызывающих сложную ситуацию (СС);

n_УУП - число ФО, вызывающих усложнение условий полета (УУП);

n - число ФО, не создающих особой ситуации.
Применительно к самолетам для определения потребных контрольных уровней безотказности на ранних этапах проектирования предлагается следующий подход [4].

Для каждого ФО, приводящего к катастрофической ситуации, рекомендуется допустимая вероятность его появления меньше чем 10^-9 в расчете на один осредненный час полета. Максимально возможный расчетный контрольный уровень по допустимой вероятности возникновения катастрофической ситуации из-за возникновения одного ФО может быть установлен, исходя из требуемого появления катастрофической ситуации по самолету в целом, т.е. из 10^-7 в расчете на один осредненный час полета, по формуле

где Q_КС - максимально допустимая вероятность (контрольный уровень) возникновения одного ФО, вызывающего КС;

k_КС - коэффициент запаса по числу ФО, вызывающих КС (на ранних этапах проектирования принимается равным двум);

n_КС - число ФО по самолету, вызывающих КС.

Необходимость введения коэффициента запаса k_КС (k_АС, k_СС) объясняется тем, что на ранних этапах проектирования точно классифицировать степень опасности ФО не представляется возможным.

Максимально допустимая вероятность (контрольный уровень) возникновения ФО, приводящего к АС, определяется по формуле

где Q_АС - максимально допустимая вероятность возникновения одного ФО, приводящего к АС;

k_АС - коэффициент запаса по числу отказов, вызывающих АС (на ранних этапах проектирования обычно принимается равным 1,5 - 1.7);

n_АС - число ФО, создающих АС.

Максимально допустимая вероятность (контрольный уровень) возникновения ФО, приводящего к СС, определяется по формуле

где Q_СС - максимально допустимая вероятность возникновения одного ФО, приводящего к СС;

k_СС - коэффициент запаса по числу отказов, приводящих к СС (k= 1,2 - 1,3);

n_СС - число ФО, создающих СС.
Для каждого ФО, вызывающего усложнение условий полета, устанавливается максимально допустимая вероятность 10^-3 - 10^-4.

Метод приведения для определения перечня ФО систем самолета и способ определения потребных контрольных уровней безотказности функциональных систем магистральных самолетов нашли широкое применение на АК им. С.В. Ильюшина.

Вместе с тем работы по нормированию показателей безотказности отдельных комплектующих изделий и агрегатов, входящих в функциональные системы ВС, продолжаются. Имеется в виду разработка соответствующего методического обеспечения и способов задания потребных значений показателей безотказности агрегатов и изделий в ТЗ на новую АТ.
5.3. Обеспечение требований по эксплуатационной живучести

конструкций ВС
При создании конструкции ВС в настоящее время используются три основные принципа (концепции) обеспечения ее безопасности при эксплуатации:

- допустимость повреждения;

- безопасность разрушения (повреждения), отказа;

- безопасный ресурс (срок службы).

Первые два из указанных принципов объединяются обобщенным термином «эксплуатационная живучесть».

Эксплуатационная живучесть – свойство, обеспечивающее нормальное выполнение заданных функций всеми функциональными системами ВС в полете при наличии отказов или повреждений отдельных агрегатов, элементов, узлов.

Принцип допустимости повреждения используется в основном применительно к элементам конструкции планера. По определению допустимость повреждения – это свойство конструкции и способ обеспечения ее безопасности по условиям прочности путем установления осмотров конструкции в эксплуатации с целью обнаружения возможного повреждения и последующего ремонта до наступления состояния, когда снижение прочности окажется недопустимым.

Принцип безопасности разрушения (повреждения), отказа используется в основном применительно к агрегатам и изделиям функциональных систем. Однако в ряде случаев он также используется и применительно к отдельным элементам конструкции планера. По определению безопасность разрушения (повреждения), отказа – свойство конструкции и способ обеспечения ее безопасной эксплуатации при появлении отказов отдельных агрегатов функциональных систем или существенных повреждений одного из основных силовых элементов планера. При этом предполагается, что остаточная прочность поврежденного элемента не снизится более чем до допустимого уровня за интервал времени, в течение которого повреждение будет заведомо обнаружено.

Эксплуатационная живучесть функциональных систем обеспечивается главным образом за счет резервирования в системах отдельных менее надежных агрегатов и изделий. И особых проблем при таком подходе здесь не возникает. Главное - обеспечить высокий уровень безотказности входящих в функциональные системы агрегатов и изделий.

Эксплуатационная живучесть планера достигается выбором типа конструкции, при котором, во-первых, возможные разрушения элементов или усталостные трещины только уменьшают до некоторой степени статическую прочность, но не приводят к разрушению или чрезмерной деформации всей конструкции и, во-вторых, трещины развиваются достаточно медленно.

Допускаемые напряжения в элементах конструкции планера с эксплуатационной живучестью могут быть больше на 15 - 20% по сравнению с соответствующими напряжениями, принимаемыми для конструкции с безопасным ресурсом. Это повышает весовую эффективность конструкции ВС.

Конструкция с эксплуатационной живучестью требует более трудоемкого обслуживания, так как появление трещин, начиная с некоторой наработки, является не исключением, а закономерным явлением. Эффективность осмотров должна быть такой, чтобы любая трещина обнаруживалась до того, как она станет опасной для ВС. В этом случае каждое ВС может эксплуатироваться до выработки своего индивидуального ресурса.

При анализе безопасности эксплуатации конструкции планера по условиям прочности используют классификацию, приведенную на рис. 5.2. Дадим определения используемых терминов.

Основная силовая конструкция – конструкция, воспринимающая полетные и наземные нагрузки и нагрузки от избыточного давления.

Основные силовые элементы – элементы основной силовой конструкции, воспринимающие значительную часть нагрузок и чья целостность существенна для сохранения общей целостности конструкции ВС.

Многопутное нагружение реализуется в конструкции, в которой после разрушения отдельных элементов прикладываемые нагрузки перераспределяются между оставшимися элементами.

Однопутное нагружение реализуется в конструкции, в которой нагрузки воспринимаются единичным элементом, разрушение которого приводит к потере работоспособности конструкции.

Особо ответственные элементы в конструкциях с однопутным нагружением – это элементы, единичный отказ (разрушение) которых приводит к аварийной или катастрофической ситуации.

Критические места конструкции – детали, элементы, зоны, долговечность и эксплуатационная живучесть которых определяют уровень безопасности по условиям прочности конструкции в целом.

ПЛАНЕР

Основная силовая конструкция

Несиловая конструкция

Основные силовые элементы

Конструкция с многопутным нагружением

Конструкция с безопасным разрушением

Конструкция с однопутным нагружением

Конструкция с допустимым повреждением

Конструкция с безопасным ресурсом

Особо ответственные элементы

Критические места конструкции


Рис. 5.2. Классификация элементов конструкции планера
К критическим местам конструкции, как правило, относятся:

- соединения между основными частями конструкции;

- неподвижные соединения, которые требуют смазки для предотвращения фреттинг-коррозии;

- участки конструкции, чувствительные к усталости;

- области конструкции, подверженные коррозии;

- элементы и участки конструкции, повреждения которых могут быть вызваны случайными причинами при сборке, изготовлении, во время технического обслуживания и ремонта ЛА;

- элементы конструкции, которым установлен безопасный ресурс (срок службы) до замены;

- элементы конструкции, выявленные по результатам испытаний образцов конструктивных элементов.

Перечень критических мест конструкции ВС разрабатывается (прогнозируется) на этапе проектирования и уточняется по результатам испытаний и опыта эксплуатации.

Для уточнения перечня критических мест проводится анализ результатов детального контроля состояния конструкции (в том числе с использованием инструментальных методов) с разборкой (расклепкой) соединений. Такому контролю обязательно подвергаются конструкции по завершении натурных лабораторных испытаний на выносливость и остаточную прочность, а также отдельные ВС с большой наработкой (сроком службы).

В упрощенном виде схему обеспечения безопасности элемента конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации ВС можно представить в следующем виде (рис. 5.3).

Наработка N_о характеризует выносливость элемента. Наработка N_п-N_о характеризует его живучесть. При этом под выносливостью понимается свойство конструкции (элемента, материала) сопротивляться возникновению и развитию усталостных повреждений.

При предельном состоянии конструкции размер ее повреждения l_пред и соответственно остаточная прочность R_{min. э} должны обеспечивать восприятие максимальной эксплуатационной нагрузки. В авиации максимальное значение эксплуатационной нагрузки составляет 0,67 от разрушающей. Следовательно, R_{min. э}=0,67 R₀.

Таким образом, для авиаконструкции можно выделить (рис. 5.3):

- допустимую наработку по условиям выносливости (период выносливости) – это наработка, в пределах которой необходимый уровень безопасности может быть обеспечен без осмотров конструкции;

- допустимую наработку по условиям живучести (период живучести) – это наработка, в пределах которой обеспечение необходимого уровня безопасности требует осмотров конструкции, направленных на предотвращение достижения этой конструкцией предельного состояния (допустимого повреждения).

Укрупненный алгоритм оценки допустимого повреждения на этапе создания ВС (до его сертификации как типа) должен включать:

- определение характеристик внешней среды и типовых условий эксплуатации ВС;

- определение характеристик повторяемости перегрузки в центре тяжести ВС, формирование типового спектра нагружения;

- определение критических мест конструкции для последующей оценки;

- определение характеристик нагруженности и условий функционирования каждого критического места конструкции;

- получение кривой роста трещины для каждого критического места конструкции;

- определение основных методов анализа роста трещины, а также методов анализа остаточной прочности;

- определение максимальной степени повреждения для каждого критического места при предельной нагрузке;

- определение категории конструкции для каждого критического места;

- принятие решения о программе осмотров конструкций. Эта программа должна позволять с высокой надежностью определять:

- элементы (части) конструкции с ограниченным ресурсом, подлежащие замене;

- места конструкции, подлежащие доработке, и сроки их выполнения;

- места конструкции, подлежащие контролю, и сроки (периодичность) их выполнения.

Долговечность

Рис. 5.3. Схема обеспечения безопасности элемента конструкции по условиям прочности:

R- прочность; l- длина трещины; N – число полетов; l _пред , l _кр , l _обн - длина трещины: обнаруживаемой, предельной и критической соответственно; ,, , - периодичность осмотров элемента; N_H , N₀ , N_П , N_K - число полетов: до появления трещины, до ее обнаружения, до предельного значения, до критического значения соответственно

Для обеспечения безопасной эксплуатации в течение периода живучести необходимо провести не одну проверку, поскольку трещина с минимальным размером, допускающим ее обнаружение, при одной проверке может быть пропущена. Количество осмотров зависит от величины интервала между осмотрами , которую, в свою очередь, рекомендуется определять по следующему выражению


Период живучести авиаконструкции определяется моментом достижения так называемого предельного состояния, которое характеризуется:

- регламентированным повреждением;

- нормированной остаточной прочностью;

- требуемой длительностью роста усталостной трещины.

Допустимая наработка за период живучести в значительной мере зависит от обнаруживаемой длины трещины l_обн, которая обычно не должна быть пропущена при проведении осмотров и проверок с использованием надежных и оправданных средств и методов контроля, и от скорости развития трещины.

В свою очередь, l_обн зависит от целого ряда факторов, к числу которых можно отнести следующие:

а) метод и уровень осмотра:

- визуальный осмотр (осмотр невооруженным глазом или с применением увеличивающих луп);

- неразрушающие методы и средства контроля;

б) доступность к элементу конструкции для осмотра и его освещенность;

в) размеры зон вероятного появления трещин:

- локальные зоны, где трещины возникают в точно закоординированных местах (отверстия, галтельные переходы);

- ограниченные зоны сравнительно небольшой площади, закоординированные номером нервюры, стрингера и т.д.;

- общие зоны сравнительно большой площади (например, нижняя поверхность крыла);

г) состояние поверхности;

д) условия нагружения на земле во время осмотра:

- состояние растяжения;

- состояние сжатия;

е) персонал, выполняющий осмотр (квалификация, острота зрения и др.).

Определение значений l_обн и наработки конструкции N_о, при которой трещина обнаруживается впервые, а следовательно, и заканчивается период выносливости, являются сложными задачами проблемы обеспечения эксплуатационной живучести.

В методах определения соответствия (МОС) нормативным требованиям АП25.571 по данным вопросам нет четких рекомендаций. В п.1.4 сказано, что «рекомендуется обеспечить интервал до первого осмотра по условиям сопротивления усталости не меньший, чем 50% проектного ресурса». При проектном ресурсе 60 тыс. летных часов интервал до первого осмотра 30 тыс. летных часов - слишком велик.

Вместе с тем, в этом же документе в п.4.1.1 сказано, что «учитывая возможность случайных эксплуатационных повреждений, принять в качестве наработки до первого осмотра величины интервала между последующими осмотрами». Эта рекомендация приводит к значительному занижению интервалов до первого осмотра, которые должны быть существенно больше интервалов между последующими осмотрами на этапе «живучести конструкции».

На этапе выносливости конструкции для определения интервалов до первого осмотра критических мест на всем парке ВС в ряде авиакомпаний используется метод выборочного контроля. Для каждого критического места конструкции назначается соответствующий объем выборки: 16, 25, 33, 50%, т.е. осмотр того или иного критического места конструкции со вскрытием крышек лючков, снятием обтекателей, зализов и пр. производится не на каждом ВС, а соответственно на каждом 6-м, 4-м, 3-м, 2-м. Могут быть приняты и другие объемы выборок.

При таком подходе, с одной стороны, гарантируется безопасность конструкции, а с другой – существенно сокращаются затраты времени и средств на проведение контроля. Задача заключается в том, чтобы определить наработку N_о (рис. 5.3), при которой в том или ином критическом месте впервые обнаруживается повреждение (трещина, размером l_обн ). Эту наработку рекомендуется принимать в качестве интервала до первого осмотра данного критического места или группы критических мест конструкции для всего парка ВС.

На этапе «живучести конструкции» для определения интервалов осмотров , как следует из приведенного выше выражения, необходимо знать: допустимую наработку за период живучести и нормируемый коэффициент надежности.

Допустимая наработка (N_п- N_о) определяется размерами повреждения конструкции, в частности, размерами усталостной трещины l_обн и l_пред .

Рекомендации по определению l_обн и соответствующей наработки изложены выше.

Сложнее определить допустимые значения l_пред и предельной наработки с повреждением N_п. Эти задачи в соответствии с требованиями авиационных правил 25.571 решаются на этапах создания ВС путем проведения испытаний.

Испытаниям на сопротивление усталости, как правило, подвергаются:

- крыло, в том числе элероны, закрылки, предкрылки и другие элементы механизации крыла;

- оперение (стабилизатор, киль, рули высоты и направления);

- фюзеляж с герметической кабиной и элементами их остекления;

- шасси, в том числе колеса и тормоза;

- механические элементы проводки управления самолетом;

- установки под двигатели;

- узлы и элементы конструкции, обеспечивающие взаимную силовую стыковку указанных частей и агрегатов.

Программа испытаний на сопротивление усталости должна как можно более полно воспроизводить типовые спектры нагружения в эксплуатации во всех критических местах с учетом влияния различных режимов и компонент нагружения, а также с учетом сочетания величин переменных нагрузок и движения подвижных элементов силовой конструкции.

При обеспечении характеристик безопасности разрушения конструкции в качестве предельных состояний рекомендуется принимать состояния, характеризующиеся регламентированными повреждениями.

Регламентированные повреждения должны охватывать практически все повреждения, которые могут возникнуть в процессе эксплуатации гражданского ВС. Регламентированные повреждения приводятся в соответствующих нормативных документах. Остаточная прочность конструкции с регламентированными повреждениями должна составлять не менее 67% от расчетной прочности.

В табл. 5.6 представлены регламентированные повреждения современного магистрального самолета на примере МОС АП25.571 [5].

Таблица 5.6

Регламентные повреждения

(Приложение 1- М25.571)

Агрегат	Виды повреждения
Вся конструкция	Разрушение одного из элементов при многопутной передаче нагрузки
Кессонные конструкции крыла и оперения	Двухпролетная (длиной в два межстрингерных расстояния) трещина обшивки в любом месте по размаху с разрушенным подкрепляющим элементом (стрингером), в том числе в зоне продольного стыка панелей (обшивки), с разрушенным перестыковочным стрингером и трещиной в обеих панелях. Одновременное полное разрушение пояса крайнего (переднего или заднего) лонжерона, трещина в стенке лонжерона до 1/3 ее высоты и трещина в обшивке под разрушенным поясом, длиной в одно межстрингерное расстояние. Полное разрушение одной из панелей.
	Продолжение табл. 5.6
Фюзеляж	Двухпролетная (длиной в два межстрингерных расстояния) трещина обшивки в поперечном направлении фюзеляжа с разрушенным стрингером. Двухпролетная (длиной в два межшпангоутных расстояния) трещина обшивки в продольном направлении фюзеляжа с разрушенным шпангоутом. Трещина (одновременно в обшивке и окантовке) у вырезов под уборку стоек шасси, у дверей багажных люков и др. (150 мм). Трещина в герметических стенках и днищах.
Стык фюзеляжа с крылом или оперением	Полное разрушение одного из элементов стыка.

Одной из сложных задач, решаемых при назначении интервалов осмотров критических мест конструкции (), является задача определения нормативного коэффициента надежности . В соответствии с рекомендациями МОС АП25.571 нормативный коэффициент надежности определяется как произведение пяти коэффициентов

где коэффициент учитывает уровень соответствия программы испытаний характеру реальных нагрузок в эксплуатации;

коэффициент учитывает степень опасности и контролируемости разрушения;

коэффициент учитывает отличия от типовых (средних) условий эксплуатации;

коэффициент учитывает разброс характеристик сопротивления усталости;

коэффициент учитывает степень влияния реальных условий эксплуатации на длительность роста усталостных трещин.

В МОС АП25.571 приведены диапазоны изменения величин каждого из коэффициентов. Эти диапазоны колеблются от 1 до 1,5 - 2,0. При таком подходе определить значение нормативного коэффициента с достаточной точностью весьма проблематично. Поэтому и при расчетах, и при испытаниях рекомендуется принимать обоснованные величины дополнительных запасов по долговечности.

Следует отметить, что характеристики эксплуатационной живучести планера и функциональных систем ВС непосредственно влияют на показатели безопасности полетов, регулярности вылетов по расписанию, а также на экономичность эксплуатации. На основе характеристик эксплуатационной живучести формируются перечни минимального оборудования MEL и MMEL. Чем выше уровень эксплуатационной живучести конструкции ВС, тем объемнее будут перечни отказов и повреждений, с которыми возможно продолжать безопасную эксплуатацию в интересах обеспечения требуемых уровней регулярности полетов.

<предыдущая страница | следующая страница>