Методология формирования обликовых эксплуатационно-технических характеристик высокоэффективных самолетов нового поколения

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

На правах рукописи

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Методология формирования обликовых ЭКСПЛУАТАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКИХ характеристик высокоэффективных самолетов нового поколения

05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

Рухлинский Виктор Михайлович

Москва 2008

Работа выполнена на кафедре «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и авиационных двигателей» Московского Государственного Технического Университета Гражданской Авиации (МГТУ ГА)

Научный консультант:

профессор, доктор технических наук Чинючин Юрий Михайлович

Официальные оппоненты:

профессор, доктор технических наук Соловьев Борис Александрович

профессор, доктор технических наук Калугин Владимир Тимофеевич

профессор, доктор технических наук Зубков Борис Васильевич

Ведущая организация:

Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации (ГосНИИ ГА)

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ ГА.

Ученый секретарь диссертационного совета Д.223.011.01

профессор, доктор технических наук Камзолов С.К.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. Диссертационная работа посвящена решению актуальной научно-технической проблемы, имеющей важное народно-хозяйственное значение и связанной с повышением эффективности авиационной транспортной системы на основе разработки требований к отечественной промышленности по созданию высокоэффективных самолетов нового поколения. На 36-й Ассамблее ИКАО (сентябрь 2007 г.) мировое авиационное сообщество выделило несколько главных проблем, стоящих перед гражданской авиацией мира:

· повышение безопасности полетов в связи негативной тенденцией снижения ее уровня;

· снижение степени отрицательного воздействия результатов авиационной деятельности на окружающую среду;

· экономические проблемы, связанные с резким повышением цен на авиационное топливо;

· обеспечение эффективной и безопасной эксплуатации самолетов в экстремальных условиях (Арктики и Крайнего Севера), обусловленной амбициозными планами освоения Арктических природных богатств пятью государствами (Российская Федерация, Канада, Норвегия, Дания, США).

Широко известны работы ученых, направленные на решение указанных проблем, в частности, следует выделить работы Анодиной Т.Г., Андронова А.М., Барзиловича Е.Ю., Воробьева В.В., Воробьева В.Г., Гузия А.Г., Зубкова Б.В., Ицковича А.А., Кофмана В.Д., Куклева Е.А., Новожилова Г.В., Прокофьева А.И., М. Милде, Мулкиджанова И.К., Сакача Р.В., Смирнова Н.Н., М. Трюмо, Чинючина Ю.М., Шапкина В.С., Шпилева К.Н.

Исследования, выполненные научно-исследовательскими институтами ЦАГИ, ГосНИИ ГА, ЛИИ им. Громова, МГТУ ГА, ГосНИИ «Аэронавигации», ОКБ - разработчиками ВС и др., позволили создать отечественные самолеты нового поколения Ил-96-300, Ту-204, Ан-124-100, Бе-200, Ту-334, Ил-96 М, Ан-148, Ан-74, Ил-76 и др., которые не уступают по ряду эксплуатационно-технических характеристик западным самолетам-аналогам В 767, А-340, В 757, А-320 и др.

Однако, проведенный анализ состояния безопасности полетов в Российской Федерации и государствах СНГ свидетельствует о крайне низком ее уровне. За последние 7 лет в коммерческой гражданской авиации указанных государств произошло 195 авиационных происшествий, в том числе 79 катастроф, в которых погибли 1242 человека.

Кроме того, по результатам системного анализа, проведенного Межгосударственным авиационным комитетом, установлено, что в РФ:

- около 70% авиаперевозок осуществляются на магистральных самолетах 60…70-х годов выпуска, которые не соответствуют современным требованиям по «шумам», «эмиссии», расходам топлива и которые выработали более 70% суммарного назначенного ресурса;

- крайне низкие показатели интенсивности использования самолетов по назначению (в 5 и более раз ниже, чем на зарубежных ВС-аналогах);

- не разработана и не принята значительная часть нормативно-правовых и нормативно-технических правил, гармонизированных с международными стандартами;

- затраты на авиационное топливо в себестоимости авиаперевозок составляют от 40 до 60%;

- система подготовки авиационного персонала требует серьезных преобразований.

Все новые типы западных самолетов В 777, А-340, А-380, В 787 проектируются и строятся по классической схеме, решая вопросы обеспечения требуемой пассажировместимости (500…600 пассажиров) традиционным способом - путем увеличения габаритов фюзеляжа, и увеличивая массу его конструкции (самолет А-380 - более 600 т). Разработчики новой авиационной техники в основном работают над модернизацией серийных типов самолетов.

Начало проектирования любого самолета для нужд ГА связано с созданием первоначального облика будущего типа самолета, базирующегося на необходимости решения проблем, стоящих перед гражданской авиацией.

Как правило, в истории отечественного самолетостроения этот облик формировался головными институтами гражданской авиации (ГосНИИ ГА, ГосНИИ «Аэронавигация», ГП и НИИ Аэропроект) и представлялся в виде технических заданий (ТЗ) ОКБ авиационной промышленности.

Цель и задачи исследования. Целью диссертационного исследования является научное обоснование условий и требований по формированию обликовых характеристик гражданских самолетов нового поколения, обеспечивающих их высокоэффективную и безопасную эксплуатацию.

Достижение поставленной цели потребовало решения следующих основных первостепенных задач:

1. Анализ действующей стратегии формирования облика разрабатываемых отечественных и зарубежных типов самолетов и выбор исследуемых обликовых характеристик.

2. Исследование и обоснование, с учетом международных стандартов, критических параметров ожидаемых условий эксплуатации, обуславливающих облик вновь разрабатываемых типов самолетов.

3. Разработка метода снижения риска при производстве полетов в экстремальных условиях.

4. Исследование и разработка метода управления надежностью систем и оборудования самолетов, эксплуатируемых в экстремальных условиях.

5. Разработка математической модели оптимизации процесса технической эксплуатации самолетов.

6. Разработка методологических основ формирования облика перспективных типов самолетов с учетом критических ожидаемых условий эксплуатации.

7. Разработка универсального критерия оценки уровня безопасности полетов.

8. Разработка системы гармонизированных с международными требованиями авиационных правил национального регулирования в условиях массовой эксплуатации самолетов нового поколения.

9. Апробация и внедрение результатов исследования в теорию и практику эксплуатации серийных, вновь создаваемых и перспективных типов самолетов. самолет риск полет экстремальный

Научная новизна результатов диссертационного исследования заключается в том, что впервые:

1. Проведен выбор и обоснован состав обликовых характеристик вновь создаваемых типов самолетов с учетом повышенных требований по обеспечению эффективности их эксплуатации и безопасности полетов.

2. Научно обоснована минимально необходимая и достаточная совокупность критических параметров ожидаемых условий эксплуатации, учитываемых при формировании облика новых типов самолетов.

3. Разработана методология формирования облика вновь создаваемого типа самолета, основанная на предложенных в работе методах:

- управления надежностью систем и оборудования самолетов, эксплуатируемых в экстремальных условиях (Арктика, Крайний Север, Сибирь), построенного по результатам корреляционного анализа влияния критических эксплуатационных факторов на изменение технического состояния авиационной техники;

- снижения риска возникновения происшествия при производстве полетов в экстремальных условиях, достигаемого за счет совершенствования конструктивно-технологических свойств самолетов и всей инфраструктуры системы эксплуатации;

- оценки уровня безопасности полетов, проводимой с использованием нового универсального критерия («критерия ущерба»), обеспечивающего максимальную объективность анализа безопасности полетов;

- оптимизации процесса технической эксплуатации самолетов по критериям эффективности с учетом экстремальных условий эксплуатации с аналитическим представлением целевой функции методом группового учета аргументов на основе регрессионного многофакторного анализа.

4. Проведена сравнительная технико-экономическая оценка эффективности серийных и перспективных типов гражданских самолетов.

Положения, выносимые на защиту. На защиту выносится методология формирования обликовых эксплуатационно-технических характеристик высокоэффективных самолетов нового поколения, которая включает следующие основные теоретические модели, методы и научно-практические положения:

· структурно-логическая схема обоснования исследуемых обликовых характеристик вновь создаваемых и перспективных типов гражданских самолетов и критических параметров ожидаемых условий их эксплуатации;

· метод снижения риска катастрофической ситуации при производстве полетов в экстремальных условиях;

· метод управления надежностью систем и оборудования самолетов с учетом экстремальных эксплуатационных условий;

· математическая модель оптимизации процесса технической эксплуатации самолетов;

· универсальный критерий оценки уровня безопасности полетов;

· механизм построения системы авиационных правил государственного регулирования безопасности полетов.

Практическая ценность работы состоит в том, что ее теоретические положения и научно-практические результаты позволяют:

· разрабатывать научно обоснованные технические требования к обликовым характеристикам гражданских самолетов нового поколения, обладающим как конструктивно-технологическим совершенством, так и повышенными параметрами технико-экономической эффективности эксплуатации и безопасности полетов;

· разрабатывать рекомендации по производству полетов в экстремальных условиях, обеспечивающих минимальные риски;

· совершенствовать механизмы управления надежностью систем и оборудования самолетов с учетом их эксплуатации в экстремальных (прежде всего, климатических) условиях;

· разрабатывать комплексы авиационных правил, гармонизированных с международными стандартами, обеспечивающих регулирование, надзор и контроль авиационной деятельности эксплуатантов.

· проводить объективную оценку уровня безопасности полетов самолетов на основе нового универсального экономического критерия;

· ставить и решать конкретные задачи управления эффективностью авиатранспортной системы на основе оптимизации процесса технической эксплуатации в целом серийной и перспективной авиационной техники.

Реализация работы. Результаты диссертационной работы внедрены:

- в форме Патента (рег. № 49560 от 19.04.2000 г. в Госреестре промышленных образцов РФ) на новое семейство самолетов М-60;

- в виде положений Государственной Программы обеспечения безопасности полетов воздушных судов гражданской авиации, утвержденной Распоряжением Правительства РФ от 6 мая 2008 г. № 641-р;

- в Программах подготовки инспекторов по безопасности полетов, утв. IFFAS ICAO на период 2006…2008 гг., проводимой в рамках Межгосударственного авиационного комитета для руководителей Авиационных администраций и ведущих специалистов стран - членов СНГ, в том числе и РФ;

- в Рекомендациях:

1) для ОКБ им. А. Туполева при конструировании и доработках элементов топливной и гидравлической систем, электрооборудования и ПНК самолета Ту-204;

2) для ОКБ им. Антонова при конструировании и доработках функциональных систем и эксплуатационной документации по самолету Ан-74 для летно-технической эксплуатации в зонах Арктики и Антарктики;

3) для Харьковского АПО при обосновании нормативов на ЗИПы самолетов Ту-134А, эксплуатируемых в районах Крайнего Севера.

Материалы диссертации были представлены и обсуждались на:

- Всесоюзной научно-технической конференции «Проблемы исследований перспектив развития гражданской авиации» (Москва, ГосНИИ ГА, 1982 г.);

- Всесоюзной научно-технической конференции, посвященной 60-летию Аэрофлота, «Проблемы повышения эффективности воздушного транспорта в народном хозяйстве» (Москва, МИИ ГА, 1983 г.);

- Научно-технической конференции по итогам НИР за 1982 г. (Архангельск, АЛТИ, 1982 г.);

- Научно-технических семинарах кафедры «Технической эксплуатации ЛА и АД» (Москва, МИИ ГА, 1985…1987 гг.)

- Всесоюзная научно-техническая конференция «Проблемы совершенствования ПТЭ авиационной техники, инженерно-авиационного обеспечения полетов в условиях научно-технического прогресса» (Москва, МИИ ГА, 1988 г.);

- 33-й Сессии Ассамблеи ИКАО (Канада, Монреаль, ИКАО, 2001г.);

- 35-й Сессии Ассамблеи ИКАО (Канада, Монреаль, ИКАО, 2004г.);

- Международном семинаре ИКАО по техническим проектам COSCAP (Турция, Стамбул, ИКАО, 2003 г.);

- Международном семинаре ИКАО по развитию проектов оказания помощи государствам (Египет, Каир, ИКАО, 2005 г.);

- 22-м Международном симпозиуме по человеческому фактору (Москва, МАК, 2006 г.);

- Конференции Генеральных директоров гражданской авиации по глобальному контролю уровня безопасности полетов (Канада, Монреаль, ИКАО, 2006 г.);

- Всероссийской научно-технической конференции «VIII научные чтения по авиации, посвященные памяти Н.Е. Жуковского» (Москва, ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2007 г.);

- 36-й Сессии Ассамблеи ИКАО (Канада, Монреаль, ИКАО, 2007г.);

- Первом Ближневосточном авиационном саммите по безопасности полетов (ОАЭ, Абу-Даби, 2008 г.);

- Международной научно-технической конференции, посвященной 85-летию гражданской авиации России (Москва, МГТУ ГА, 2008);

- ежегодных заседаниях Совета по авиации и использованию воздушного пространства государств-участников Соглашения в Межгосударственном авиационном комитете с 2001 по 2007 гг. и научно-практических семинарах и курсах по безопасности полетов (Москва), в Республике Казахстан (Алма-Ата), Азербайджанской Республике (Баку), Киргизской Республике (Бишкек).

Публикации. По материалам диссертации опубликовано 60 печатных работ, в том числе 10 печатных работ в изданиях, рекомендованных ВАК для публикации результатов докторских диссертаций, 10 изданий ИКАО (русская и английская версии) и международного журнала Flight International (английская версия); автор работы является соавтором патента и авторского свидетельства на изобретение.

Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения и списка литературы.

Основная часть работы изложена на 368 страницах машинописного текста и включает 106 рисунков, 33 таблицы, 241 библиографическое название. Общий объем работы составляет 438 страниц.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность рассматриваемых проблем, сформулирована цель и выделены основные задачи исследования, дается общая характеристика работы.

В Главе 1 представлена классификация технико-экономических характеристик современных самолетов. Показана выявленная тенденция развития гражданской авиационной техники, направленная на обеспечение двух основных летных параметров - увеличенной скорости и дальности полета. В последние годы улучшение этих характеристик осуществлялось на основе экономического критерия.

При этом улучшение одного из указанных параметров делало совершенно не очевидным повышение технико-экономических показателей самолета в целом.

Эффективность транспортной авиации складывается в общем случае из 2-х слагаемых:

- транспортной эффективности Э_тр

, (1)

где: - масса израсходованного топлива, т;

G_k - коммерческая нагрузка, т;

L - дальность перевозки грузов (пассажиров), км.

- экономической эффективности (себестоимости пассажиро-километра, тонно-километра).

При одинаковой дальности полета основные факторы, от которых зависит эффективность авиационно-транспортной системы, можно разделить на 2 группы:

1 группа: масса пустого (снаряженного) самолета; аэродинамическое качество; удельный расход топлива; рейсовая скорость; коммерческая нагрузка; дальность полетов;

2 группа: безопасность полетов; соответствие экологическим нормам; надежность конструкции, оборудования; ресурсы и сроки службы; эксплуатационная технологичность; совершенство системы технического обслуживания и обеспечения запасными частями; комфорт пассажиров и дизайн самолета.

Все перечисленные факторы влияют на параметры эффективности эксплуатации ВС, взаимно зависимы и, как правило, противоречивы.

Проблема усложняется еще и тем, что по всем основным параметрам, влияющим на эффективность, достигнуты достаточно высокие результаты и их дальнейшее повышение становится все более проблематичным, в связи с чем нужны новые неординарные технические решения.

Масса пустого самолета. Для повышения эффективности конструкторы в первую очередь используют самый «мощный» фактор - снижение массы пустого самолета. За последние 40 лет масса пустого узкофюзеляжного самолета увеличилась в 4 раза, а коммерческая нагрузка в 10 раз, пассажировместимость доведена до 200…250 чел. С определенного момента стало проявляться нарастание относительной массы самолета из условий прочности. Появился «барьер вместимости» самолета. Внедрение широкофюзеляжных самолетов позволило решить проблему увеличения пассажировместимости до 300…350 чел., затем до 500…600 чел., но все это достигалось за счет увеличения массы конструкции самолета (до 600 т).

Аэродинамическое качество (К_а). В 1935 г. на самолете АНТ-25 было получено качество 17, но при скорости 170…200 км/ч. За 70 лет оно увеличилось на несколько единиц при увеличении скорости в 4 раза.

В направлении повышения данного параметра ученые и конструкторы добились значительного успеха, получив 17…20 ед. при крейсерской скорости 850…900 км/ч. Дальнейший рост К_а прогнозировать в рамках традиционных схем конструкций самолетов не представляется возможным, несмотря на то, что созданы новейшие суперкритические профили крыла самолета, а поверхность планера стала близкой к зеркальной. Налицо проявление «аэродинамического барьера».

Удельный расход топлива. За 50 лет удельный расход топлива газотурбинных двигателей снижен более чем в 2 раза и составляет менее 0,6 кг/кгсч, а удельный расход топлива новых самолетов за 22 года эксплуатации не снизился ниже достигнутого уровня, полученного на самолете А-320 в 1986 г.

Рейсовая скорость. Увеличение рейсовой скорости V_р ведет к увеличению часовой производительности, однако, до определенного предела. С увеличением v_p возрастают скорости взлета-посадки.

До 70% всех аварий совершается именно на этих этапах полета. При увеличении v_{пос/взл} возрастают ограничения по метеоусловиям (посадочные минимумы).

Ограничения по расходу топлива привели в последние годы к снижению V_р с 950 до 800 км/ч. С данными обстоятельствами связано прекращение эксплуатации сверхзвукового французского самолета «Конкорд». Возник «скоростной барьер».

Уровень шума и эмиссия. Проблема уровня шума в последние годы приняла для отечественных самолетов угрожающие масштабы. Требования Главы 4 Приложения 16 к Чикагской конвенции не позволяют основному парку отечественных самолетов выполнять международные полеты - «экологический барьер».

Комфорт самолета. Характеристиками, определяющими комфорт, являются габариты пассажирских кресел, кратность обмена воздуха в кабинах самолета и др. Обеспечение комфортных условий требует увеличения объемов кабин и массы конструкции самолетов, увеличения потребной тяги двигателей и расхода топлива. Возникает «барьер комфортабельности».

Проблемам обеспечения и управления надежностью и безопасностью полетов в работе уделено особое внимание в последующих главах

Безопасность полетов. Обеспечение безопасности полетов признается важнейшей приоритетной задачей для всех государств мирового авиационного сообщества. Это в полной мере касается и региона СНГ.

На рис. 1 представлена негативная тенденция, возникшая в последние годы, которая характеризуется возрастающим количеством авиационных происшествий на 100 тыс. посадок. С 2006 года в ИКАО введено новое Руководство 9859 (РУБП) и поправка 30 к Приложению 6 Чикагской конвенции о гражданской авиации. Разработана система управления безопасностью полетов (SMS), которая охватывает все составляющие авиационной транспортной системы, однако не затрагивает проблемы эксплуатации самолетов будущего поколения.

На рис. 2 представлена динамика по годам характеристик безопасности полетов в регионе СНГ.

Настораживает, что последние годы, как в нашем регионе, так и в целом в мировом авиационном сообществе, 80…85% авиационных происшествий связаны с отклонениями в действиях летного состава и объединены они единой причинно-следственной связью - недостаточной профессиональной подготовкой, и как следствие - нарушением правил и норм выполнения полетов, принятием необоснованных решений, неготовностью к распознаванию причин и признаков развития особых ситуаций и действиям по их локализации.



Рис. 1. Количество происшествий, сопровождающихся гибелью пассажиров, на 100 тыс. посадок самолетов при регулярных перевозках авиакомпаниями мира.

Рис. 2. Динамика характеристик безопасности полетов в регионе СНГ.

В тоже время, летно-технические свойства, заложенные в конструкцию современных самолетов, не всегда обеспечивают необходимые возможности для исправления ошибок пилотирования, а в некоторых случаях их усугубляют.

Таким образом, возникает сложнейшая технико-экономическая проблема, вызывающая острую необходимость проведения глубоких исследований перечисленных выше критических («барьерных») преград, сдерживающих дальнейшее развитие авиационной техники, разработку и внедрение высокоэффективных и безопасных самолетов нового поколения.

В Главе 2 представлены результаты исследования факторов повышенного риска при выполнении всех этапов профиля полета самолета и его эксплуатации в реальных критических условиях, в частности в зонах Крайнего Севера и Арктики.

Статистический анализ авиационных происшествий подтверждает, что 50% их общего количества приходится на этапы захода на посадку и посадки.

Главным оценочным показателем при выполнении посадки самолета является фактическая посадочная дистанция (L_ф), с учетом которой вероятность выкатывания самолета за пределы ВПП можно представить как функционал вида:

, (2)

где: - функция, зависящая от метеоусловий посадки;

- состояние ВПП (сухая, мокрая, покрытая водой, слякотью и т.д.); попутный фактический приземной ветер; сдвиг ветра и другие факторы;

- функция изменения посадочных характеристик самолета;

- конфигурация самолета (положение предкрылок, закрылков, спойлеров);

- функция техники пилотирования;

- скорость посадки; высота над порогом ВПП; длительность выдерживания самолета над ВПП; значение тяги двигателя на посадке; начало торможения и др.

- функция технического состояния смолета;

- состояние тормозов; состояние антиюзовой автоматика; состояние реверса тяги двигателя; состояние наземных спойлеров и др.

- функция, зависящая от положения ВПП;

- отрицательный уклон; положительный уклон; знакопеременный, волнообразный уклон; высота расположения аэродрома (пониженное атмосферное давление увеличивает путевую скорость) и др.

Величина фактической посадочной дистанции прямо пропорциональна кинетической энергии самолета на пороге ВПП - Е_n, которую необходимо погасить. Известно, что:

, (3)

где: m - посадочная масса самолета, т;

V_п - посадочная скорость, км/ч.

На рис. 3 представлено распределение энергии торможения на ВПП, покрытой осадками.

Чем меньше кинетическая энергия самолета на пороге ВПП, тем меньше фактическая посадочная дистанция и тем меньше угроза выкатывания самолета за ее пределы.



Рис. 3. Распределение энергии торможения на ВПП, покрытой осадками (ДЕ - уменьшение кинетической энергии), по длине ВПП L_пос.

Самолеты нового поколения должны обладать меньшей кинетической энергией на пороге ВПП за счет снижения массы конструкции (более высокое весовое совершенство) и за счет более низкой минимально допустимой скорости сваливания , соответствующей самолетам с более высоким коэффициентом подъемной силы (С_R), большей площадью крыла (S) и, как следствие, минимальной допустимой скоростью над порогом ВПП.

Исходя из этого, можно рассчитать уменьшение кинетической энергии ДЕ_пор порога для самолетов нового поколения по отношению к самолетам классической схемы

, (4)

где: - масса самолета классической схемы, т;

- масса самолета-аналога нового поколения, т;

- минимально допустимая скорость самолета классической схемы над порогом ВПП;

- минимально допустимая скорость самолета нового поколения над порогом ВПП.

Практика работы фирмы «Эрбас» свидетельствует о том, что изменение скорости на 10% приводит к увеличению или уменьшению посадочной дистанции () на 20%, изменение посадочной массы самолета на 20% приводит к изменению его кинетической энергии до 30%, т.е.

(5)

Внедрение самолетов с такими летно-техническими характеристиками является важнейшим фактором, снижающим риски выкатывания самолетов при посадке.

С состоянием ВПП, особенно в сочетании с «неблагоприятным» боковым ветром, связано более 75% случаев выкатывания самолетов за пределы ВПП.

При анализе условий эксплуатации самолетов на Крайнем Севере и в Сибири, установлено, что более 80% времени в течение года полеты выполняются в критических климатических условиях, связанных с повышенными рисками при посадке на ВПП, покрытую осадками.

Детальный анализ фактического состояния аэродромной сети Российской Федерации, с учетом фактора состояния и размеров ВПП, показал, что с 1992 г. количество действующих аэропортов и аэродромов сократилось с 1300 до 330, а из 162 аэродромов федерального значения 63% по своему состоянию могут «способствовать» повышенным рискам при посадке новых самолетов нового поколения, если они будут сконструированы по прежней (классической) схеме.

На рис. 4 представлен анализ рисков выкатывания при посадке на аэродромы федерального значения РФ.

В сложившейся ситуации только внедрение самолетов нового поколения, приспособленных к коротким взлетно-посадочным дистанциям с низкими удельными нагрузками на ВПП, позволит вернуть в эксплуатацию имеющиеся в РФ аэродромы с обеспечением минимальных рисков авиационных происшествий.

Всего - 162 аэродрома :

Т 12% - риски максимальны

Т 52% - риски с усложнением взлета-посадки

Т 23% - риски минимальны

Т 13% - риски близки к нулю

Рис. 4. Диаграмма распределения рисков выкатывания при посадке самолетов.

При выполнении взлета самолета следует постоянно учитывать возможность отказа двигателя, и при этом экипаж должен быть готов к своевременным действиям в случае такого отказа. Международные авиационные правила предписывают, что в процессе взлета необходимо учитывать минимальную эволютивную скорость разбега , при которой, в случае отказа критически важного для продолжения полета двигателя, возможно управление самолетом для продолжения взлета с использованием одних аэродинамических рулей, обеспечивающее безопасное продолжение взлета.

Не допускается, чтобы длина траектории движения самолета от точки, где произошел отказ двигателя, до точки восстановления его движения параллельно оси ВПП превышала 9 м (30фт) даже на ВПП, покрытой слякотью. По нормативам FAR и PART экипаж в течение 1 сек. при разбеге самолета должен определить, что произошел отказ двигателя и в течение 2 сек. принять меры (применение тормозов, уменьшение тяги двигателя, включение аэродинамических тормозов), что является на грани человеческих возможностей.

При отказе двигателя на взлете не допускается угол крена взлетающего самолета более 5⁰ и в полете - не более 20⁰. Экипаж при скоростях взлета до 300 км/ч изначально попадает в экстремальные условия эксплуатации с самым высоким уровнем риска.

На самолетах нового поколения не должен потенциально возникать разворачивающий момент при отказе двигателя или нескольких двигателей, а также должна быть обеспечена возможность длительного планирования самолета при отказе всех двигателей.

Анализ безопасности полетов показал, что одной из ошибок экипажа является вывод самолетов на режимы сваливания. Самолеты нового поколения должны иметь более совершенную конструкцию, позволяющую совершать маневры со значительно меньшими скоростями сваливания (V_св.), создавая незначительные риски, компенсируя ошибочные действия экипажа

, (6)

где: - скорость, соответствующая максимальному коэффициенту подъемной силы ;

n - перегрузка, направленная перпендикулярно траектории полета при , определяемая по формуле

, (7)

где: Y - подъемная сила; m - масса самолета.

, (8)

Нормативами отечественных и западных производителей введены геометрические ограничения, предупреждающие удары фюзеляжа о поверхность ВПП при больших углах атаки на взлете или посадке, которые зависят от длины фюзеляжа. Например, самолет А-320 имеет длину 38 м - зафиксировано 3 случая; А-340 имеет длину 70 м - зафиксировано 14случаев.

Самолеты нового поколения должны иметь длину или форму фюзеляжа, позволяющего снять эти ограничения.

Если взлет прерван, тормоза должны за счет максимальной кинетической энергии торможения принять на себя нагрев и износ на каждом колесе самолета в допустимом диапазоне. В итоге скорость, на которой возможна полная остановка самолета (V_ост.), при данной взлетной массе, ограничена максимальным значением скорости, соответствующей максимально допустимой кинетической энергии торможения (V_{кин торм max}), т.е.

, (9)

ограничена конструкцией шасси самолета, и в первую очередь, его массой. На самолетах Ту-154 установлена тележка шасси с тремя парами колес, на самолетах А-320, В-737-200 - тележка с одной парой колес. В первом случае экономическая эффективность самолета более низкая, однако, шасси способны выдержать более высокие скорости торможения и самолеты могут садиться и взлетать с минимальными рисками на менее приспособленные ВПП.

В работе представлены материалы исследования допустимых дистанций прерванных взлетов, рис. 5.

На этапе набора высоты рассмотрены ограничения для экипажа при пролете препятствий. Представлены вертикальные запасы расстояния между самолетом и каждым препятствием на траектории взлета и набора высоты.

Установлено, что минимальная допустимая высота пролета препятствий с отказавшим двигателем составляет 10,5 м (35 фт) с дальнейшим усложнением ситуации, связанным с изменениями конфигурации, тяги и массы самолета, что может приводить к повышенным рискам производства полетов.

Рис. 5. Нормативная дистанция прерванного взлета самолетов классической схемы.

Самолеты нового поколения должны иметь большие запасы по пролету препятствий и максимальные градиенты набора высоты эшелонирования.

Далее в работе представлена схема допустимого разворота при взлете на аэродромах, имеющих препятствия. Представлены потери градиента набора высоты при развороте г в процентах

, (10)

где: R - тяга двигателя; m - масса самолета; l_кр - размах крыльев; L_ф - длина фюзеляжа; n_z - перегрузка.

В правилах PART и FAR вводится ограничение - «взлетный конус», представляющее собой область, окружающую траекторию взлета, в пределах которой должен обеспечиваться пролет всех препятствий, проектируемых на заданную линию пути.

В разделе работы - «эшелонирование» представлена проблема, стоящая перед мировым авиационным сообществом, - увеличение пропускной способности воздушного пространства. За десять последних лет по интенсивности самолето-вылетов лидируют: регион Северной Америки - 42%; Европа - 29%; Азия, Австралия - 17%.

За пять лет в Северной Америке произошло 32 столкновения, в Европе - 33, в Азии и Австралии - 41. По данным Евроконтроля только в 2000 году над государствами - членами Евроконтроля произошло 1200 опасных сближений в воздухе.

Уплотнение воздушного пространства усложняет ситуацию для экипажей. В 2002 году над Европой введено сокращенное эшелонирование, и в том же году над Боденским озером произошла катастрофа Ту-154М и В 757-200.

Европейским сообществом и США разработана дорогостоящая система обеспечения безопасности полетов SESAR и NextGen для полетов самолетов классической схемы, однако, будущее развитие гражданской авиации только за созданием высотных пассажирских самолетов нового поколения с высоким аэродинамическим качеством, способных летать на незагруженных эшелонах свыше 12 км, исключающих полеты в грозовых облаках и зонах обледенения.

В разделе «влияние экстремальных внешних условий на сохранение летной годности самолетов» даны характеристики функционирования системы «оператор - внешняя среда - самолет».

Наиболее существенное воздействие на данную систему оказывает сочетание низких температур, высокой влажности и больших скоростей воздушных масс.

По результатам анализа реальных условий эксплуатации самолетов в зонах Крайнего Севера и Арктики проведена количественная оценка степени влияния климатических факторов на надежность оборудования самолетов, низкий уровень которой создает дополнительные трудности для авиационного персонала.

В результате исследования установлено, что ряд систем, агрегатов и оборудования неустойчивы к нормальному функционированию при экстремальных внешних воздействиях. Для оценки влияния этих условий в работе предложен численный критерий устойчивости самолета и его систем (Kуст.)

, (11)

где: - количество отказов при эксплуатации самолета в нормальных условиях воздействия внешней среды, при этом нормальными условиями считаются летние месяцы;

- количество отказов при эксплуатации в экстремальных условиях; - налет в нормальных условиях;

- налет в экстремальных условиях;

m - рассматриваемый период времени.

Физический смысл данного критерия заключается в оценке фактической работоспособности самолета в нормальных и экстремальных условиях. На основании отличительных признаков, характеризующих реальные условия эксплуатации и принятого критерия, предложены рекомендации по формированию обликовых характеристик новых типов самолетов и управлению их надежностью с учетом степени ее влияния на безопасность полетов и эффективность эксплуатации с учетом будущего рассматриваемого региона эксплуатации.

Одной из серьезных рассматриваемых в работе проблем повышения безопасности полетов является предупреждение повреждения двигателей из-за попадания посторонних предметов, особенно при взлете. По статистике каждый второй двигатель снят досрочно по этой причине. В Российской Федерации степень износа некоторых искусственных ВПП достигает 80%, при этом риски повреждения двигателей значительно возросли. В настоящее время отсутствуют самолеты, имеющие полную защиту двигателей от попадания в них посторонних предметов. Особенно этому подвержены самолеты, имеющие двигатели с большой степенью двухконтурности. Требуется создание новых конструкций самолетов, исключающих попадание в двигатели посторонних предметов.

В Главе 3 представлена методология формирования облика создаваемых перспективных высокоэффективных самолетов гражданской авиации, позволяющая перевести авиационно-транспортную систему гражданской авиации на качественно новый уровень функционирования.

Методология включает в себя модели, методы и научно-практические рекомендации.

На первом этапе разработана математическая модель оценки влияния летно-технических характеристик самолетов на безопасность полетов.

Модель включает три аспекта:

1. Физический аспект: исследуются данные о механике полета, об аэродинамике, о внешних параметрах, влияющих на обликовые характеристики самолета, о концепциях оптимизации полета;

2. Регулятивный аспект: описание основных правил эксплуатации и сертификации согласно АП, PART и FAR и вытекающих из них ограничений;

3. Эксплуатационный аспект: описание и расшифровка бортовых самописцев, действий пилотов и экспериментальных данных, полученных при испытании самолетов и представленных в летно-технической документации.

Обоснованы количественные значения летно-технических характеристик самолетов нового поколения с учетом возможности возникновения авиационных происшествий при производстве полетов по сравнению с рисками на самолетах классической схемы, при этом использованы данные продувок модельных образцов самолетов на этапе создания, которые корректируются на основе данных, полученных от бортовых средств регистрации полетов.

Используя характеристики стандартной атмосферы, рассчитываются высоты полета и скорости (индикаторная земная скорость, приборная воздушная скорость, истинная воздушная скорость, путевая скорость и т.д.). Используя полетную информацию, полученную из расшифровок бортовых самописцев, производится трехмерное моделирование полетов самолета классической схемы в конкретных условиях полета с посадкой на конкретный аэродром.

Моделирование проводится с применением математического обеспечения, включающего разработку алгоритмов и программных средств, реализующих технологию обработки полетной информации, в состав которой входят:

- подсистема формирования и введения полетной информации;

- подсистема управления решением задач обработки полетной информации;

- подсистема формирования и вывода выходных документов;

- подсистема отображения полетной информации.

Для статистической обработки использовались следующие массивы данных на этапе посадки:

- посадочная масса: m_пос , т;

- высота пролета ближнего приводного радиомаяка Н_БПРМ(м);

- скорость пролета БПРМ - V_БПРМ, км/ч;

- разность скоростей пролета (БПРМ) от расчетной, (V_БПРМ - V_{БПРМ расч}), км/ч;

- разность скоростей на пороге ВПП и при касании (V_пор - V_кас), км/ч;

- скорость V_кас при касании ВПП, км/ч;

- посадочная дистанция L_пос, м;

- вертикальная перегрузка в момент касания.

Для исследования статистических данных подбирался теоретический закон распределения непрерывной случайной величины.

Вид закона распределения выбирался по наилучшему значению параметра согласия эмпирического и теоретического законов распределения, полученных с помощью одного из известных критериев:

Критерий Пирсона ; (12)

Критерий Бернштейна; (13)

Критерий Ястремского , (14)

где - параметр критерия Ястремского;

Критерий Романовского , (15)

где К - число степеней свободы;

Критерий Колмогорова-Смирнова . (16)

Методом моментов вычислены значения оценочных параметров теоретических распределений по формулам:

Стьюдента ; (17)

Максвелла ; (18)

Показательное распределение ; (19)

Рэлея ; (20)

ч² ; (21)

Гамма-распределение ; (22)

Распределение Вейбулла ; (23)

Нормальное распределение ; (24)

Логнормальное распределение

. (25)

Для описания эмпирических данных выбирался тот теоретический закон, у которого мера расхождения по выбранному критерию оказалась наименьшей. Для статистической обработки использовались результаты расшифровки записей бортовых самописцев при расследовании авиационных происшествий.

На основании полученных в работе результатов сделан вывод о том, что эмпирическое распределение посадочной дистанции имеет удовлетворительную согласованность с нормальным законом распределения при однородных выборках и зависит в первую очередь от посадочной массы, скорости посадки и метеорологических условий.

Далее в работе исследованы риски выкатывания самолета в условиях, в которых производилась посадка на те же аэродромы, но с уменьшенной посадочной массой и минимальной посадочной скоростью.

Определена дистанция прерванного взлета самолета в зависимости от взлетной массы и скорости принятия решения (или минимальной скорости взлета). При уменьшении взлетной массы самолетов до 25% (по отношению к мировым аналогам) и посадочной скорости до 200 км/ч посадочная дистанция может быть сокращена до 500…600 м, вероятность возникновения катастрофической ситуации изменится в лучшую сторону с изменением вероятности выкатывания до 10^-9, а эффективность аэропортов федерального значения увеличится в 4,35 раза (по снижению минимума посадки), рис. 6.

Далее были исследованы риски взлетов и набора высоты при короткой дистанции взлета, крутой траектории набора высоты и наличии гладкого крыла без сложной механизации. Установлено, что риски столкновения с препятствиями также могут быть снижены до 10^-9.

Полеты по маршруту свыше 12000 м оценивались с вероятностью столкновения в воздухе до 10^-12. Следующий этап исследования был направлен на разработку метода оценки степени влияния на надежность систем и оборудования самолета экстремальных климатических условий. В качестве основного критерия оценки работоспособности самолетных систем выбран параметр потока отказов щ_с, который представлен в следующем виде:

, (26)

, (27)

, (28)

где - интегральные функции, характеризующие:

- конструктивные особенности самолета;

- статическое влияние внешних факторов;

- динамическое влияние внешних факторов;

- статическое воздействие управляемых эксплуатационных факторов;

- динамическое воздействие управляемых эксплуатационных факторов;

- старение самолета;

- функциональная эффективность оператора.

Для установления значимости влияния варьируемых факторов на изменение технического состояния авиационной техники произведено их ранжирование по степени влияния на надежность функционирования с учетом принципов системного исследования влияния внешней среды на деятельность оператора и надежность самолета.

Установлено, что самолет испытывает экстремальные термические нагрузки от действия климатических факторов (зон Арктики и Крайнего Севера), а также эксплуатационные воздействия, связанные с процессами подогрева авиационной техники, при этом диапазон изменения термических режимов составляет от - 45⁰С до +(70⁰…80⁰С). Для анализа воздействия климатических условий на самолет в работе предложена классификация эксплуатационных факторов по термическим зонам календарного года: I т.з. при ; II т.з. при ; III т.з. при .

В работе представлена физическая модель охлаждения и подогрева самолета. Выявлены закономерности влияния параметров переходных процессов на характеристики надежности самолета.

Построена номограмма (рис. 7), позволяющая определять физическое состояние самолета на стоянках в зависимости от температуры наружного воздуха, силы ветра и его направления. При этом, для объективной оценки фактического технического состояния самолета в целом в качестве критерия его физического состояния предложена «эффективная температура» t_эф. самолета.

Принципиальной особенностью выбора данного критерия является то, что он:

- имеет физический смысл, т.к. отображая среднюю температуру самолета, характеризует его техническое состояние;

- позволяет оценивать изменение технического состояния с привлечением известных показателей безотказности объекта эксплуатации, в частности параметра потока отказов;

- является управляемым, что позволяет решать задачу управления техническим состояние объекта эксплуатации;

- прост в измерении;

-отображает воздействие температуры наружного воздуха и скорости ветра, как важнейших отличительных факторов Арктики и Крайнего Севера, на техническое состояние самолета.

Одновременный анализ характера изменения во времени температуры наружного воздуха и влажности Арктики показал его соответствие нормальному закону распределения. В качестве параметров оценки адекватности использовались критерии Пирсона, Романовского, Ястремского, Бернштейна, Колмагорова, Мизеса-Смирнова, а динамика изменения исследуемых параметров по массиву реальных статистических данных апроксимировалась функцией вида c обеспечением приемлемой для практики степенью точности.



Рис. 7. Номограмма термического состояния самолета от времени стоянки и воздействия на него внешних факторов.

Для прогнозирования уровня надежности авиационной техники, эксплуатируемой в различных регионах Крайнего Севера и Арктики, в работе предложена классификация аэропортов базирования по явно выраженным термическим зонам и соответствующим им средним значениям «эффективной температуры» самолета. В качестве примера на рис. 8 представлена зависимость параметра потока отказов от «эффективной температуры», полученная для самолета Ту-134А при эксплуатации в принятых термических зонах.



Рис. 8. Зависимость параметра потока отказов самолета Ту-134 в принятых термических зонах эксплуатации (в условиях длительных стоянок при ) от «эффективной температуры» самолета.

Далее, на основе установленных закономерностей влияния «эффективной температуры» на уровень надежности и эффективности эксплуатации самолетов, разработана математическая модель оптимизации процесса технической эксплуатации (ПТЭ), содержание основных процедур которой представлено блок-схемой, рис. 9.

В качестве критерия многофакторной оптимизации ПТЭ выбран min щ_с(t_эф). Абсолютные ограничения для каждого варьируемого фактора принимались в пределах его min и max значений по статистической выборке.

Процедура оптимизации представлена в виде 3-х этапов: генерация исходной информации; аналитическое представление целевой функции; оптимизация процесса эксплуатации.

Используя метод наименьших квадратов, выделены доминирующие факторы для I группы событий (9 факторов из 18), которые прямо или косвенно связаны с «эффективной температурой» самолета: суточные перепады температур, абсолютной влажности, скорости ветра; интенсивность эксплуатации; количество глубоких переходных циклов; интенсивность подогрева; суммарное время стоянки; наработка и количество полетов с начала эксплуатации самолета.

Рис. 9. Блок-схема многофакторной оптимизации.

На первом этапе с привлечением теории планирования эксперимента с учетом структуры математической модели объекта проведена подготовка исходной информации, необходимой для получения в аналитическом виде целевой функции и функций ограничения. Для упрощения составления статистической выборки, используемой для исследования, границы факторного пространства, определяемые физическими ограничениями на аргументы вида

, (29)

трансформированы в работе в единичную гиперсферу. Это достигается введением механизма кодирования переменных (центрирования и масштабирования). Линейная независимость факторов обеспечивается с помощью рекуррентных формул Грама-Шмидта.

Вся матрица планирования распределена на 3 части: обучающую, проверочную и экзаменационную.

На втором этапе, на основании методов группового учета аргументов, регрессионного анализа, многорядной регенерации моделей претендентов и их порогового отбора по выбранным внешним критериям регулярности, осуществляется формирование целевой функции.

В качестве опорной функции применен степенной полином вида:

, (30)

где: б₀, б₁,…, б₅ - численные значения коэффициентов в натуральном масштабе.

На основании опорной функции образуются все возможные парные сочетания, при этом для каждой из них находится частная модель:

. (31)

Формирование возможных парных сочетаний аргументов определяется по формуле:

, (32)

где n - число аргументов.

Для удобства вычислений произведено линейное преобразование:

, (33)

где ; ; ; .

Далее произведено формирование корреляционной матрицы вида:

, (34)

Вычисление коэффициентов производится путем решения системы нормальных уравнений Гаусса вида:

. (35)

Для их решения используется стандартная программа RSIMC.

После определения значения коэффициентов получаем частный полином в стандартизированном масштабе. Переход от стандартных коэффициентов «в» к искомым «б» осуществляется по формулам:

. (36)

После генерации частных моделей для всех возможных парных дизьюннкций аргументов по каждому ряду селекции производится их сортировка по выбранному внешнему критерию регулярности. В качестве критериев регулярности, по которым оценивалась степень компетентности полинома-претендента, использовались относительная среднеквадратическая ошибка и индекс корелляции.

Вычисление коэффициентов производится по обучающей выборке. По проверочной выборке определены критерии отбора. Экзаменационная выборка не принимает участие в формировании функции.

Кроме оценки претендентов по значениям указанных критериев, рекомендуется учитывать сходимость процессов при решении системы уравнений. В случае, если процесс решения расходящийся, матрица считается плохо обусловленной, и такой претендент при сортировке отсеивается. При отборе на каждом ряду селекции осуществляется протекция всех исходных переменных. На рис. 10 представлены фактические и расчетные значения целевой функции.

Рис. 10. Фактические и расчетные значения целевой функции.

На третьем (завершающем) этапе оптимизации ПТЭ производится непосредственное определение оптимального сочетания варьируемых параметров, при этом используется алгоритм случайного поиска с адаптацией по направлению, с деформацией вероятностных характеристик случайного вектора направления поиска в гиперконусе, а также алгоритм входа в область ограничений и выбора глобального экстремума.

Алгоритм оптимизации в целом позволяет решать следующие задачи:

- выбор начальных точек поиска;

- организация траектории поиска из начальных точек до пересечения с границей области;

- выявление локальных минимумов;

- определение глобального минимума.

В табл. 1 в качестве примера представлены оптимальные значения управляемых эксплуатационных факторов при экстремальных и средних значениях параметров внешней среды (Арктики и Крайнего Севера) и соответствующие им минимальные значения целевой функции для I группы событий применительно к самолету Ту-134. Решение задачи оптимизации ПТЭ произведен на ЭВМ.

Таким образом, подтверждена возможность решения задачи определения рационального состава целевых воздействий по управлению надежностью самолета с учетом экстремальных условий его эксплуатации, направленных на снижение значений параметра потока отказов систем самолетов нового поколения до уровня - 0,01хј (в условиях безангарного технического обслуживания).

...