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: mпос, т;
- высота пролета ближнего приводного радиомаяка НБПРМ(м);
- скорость пролета БПРМ - VБПРМ, км/ч;
- разность скоростей пролета (БПРМ) от расчетной, (VБПРМ – VБПРМ расч), км/ч;
- разность скоростей на пороге ВПП и при касании (Vпор – Vкас), км/ч;
- скорость Vкас при касании ВПП, км/ч;
- посадочная дистанция Lпос, 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)
χ2 
; (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 ωс, 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» tэф. самолета.
Принципиальной особенностью выбора данного критерия является то, что он:
- имеет физический смысл, т. к. отображая среднюю температуру самолета, характеризует его техническое состояние;
|
Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах:
1 2 3 4 5 6 7 8 9 |
