книги из ГПНТБ / Соломонов, П. А. Надежность планера самолета
.pdfПолученные путем обработки статистические данные по не исправностям используются также для определения необходимо сти и продолжительности предварительной приработки систем и их агрегатов. Решение этого вопроса может быть получено из анализа характеристик изменения частоты или интенсивности отказов. Как было указано, эти кривые для различных объектов авиационной техники могут иметь разнообразный вид. Системы с большим количеством однородных агрегатов (элементов) обыч но имеют ярко выраженный участок повышенной интенсивности отказов в начальный период эксплуатации. Для таких систем приработка, т. е. начало эксплуатации после предварительной
Рис. 72. График изменения средней частоты неисправностей:
/ —планера маневренного самолета; 2—систем маневренного само лета
наработки t0, значительно повысит надежность работы. Проме жуток времени от t —0 до t = t0 является желательным периодом приработки системы. Системы, состоящие из разнородных агре гатов, имеют более пологую ^-характеристику на первом участ ке (рис. 73). В этом случае предварительная тренировка систе мы не дает существенного эффекта.
В процессе эксплуатации часто бывает необходимо дать оцен ку правильности установления технического ресурса для отдель ных агрегатов, систем или всего самолета. Это можно сделать, используя статистические данные по отказам. Однако для этого необходимо проанализировать достаточное количество статисти ческих данных. На основании анализа характеристик частоты или интенсивности отказов можно весьма обоснованно оценить правильность установления ресурса и возможность его продле ния. На рис. 74 приведены кривые интенсивности отказов для двух систем. Установленный технический ресурс обозначен через ^о- Анализ этих характеристик показывает, что для системы, ин тенсивность отказов которой характеризуется кривой, изобра женной на рис. 74, а, ресурс установлен правильно. Для второй системы (см. рис. 74,б) технический ресурс установлен непра вильно. Ресурс этой системы может быть продлен до наработки t2. Для систем, имеющих подобную характеристику, следует ре комендовать проведение предварительной тренировки продол жительностью А и установление ресурса продолжительностью
V-
180
Уже указывалось на важность регламентных и профилакти ческих работ, обеспечивающих высокую эксплуатационную на дежность авиационной техники, выполняемых инженерно-техни ческим составом эксплуатирующих организаций. Статистические данные о неисправностях позволяют дать оценку правильности установления сроков выполнения регламентных и профилактиче ских работ для сложных систем, имеющих большой технический ресурс. Для этого необходимо построить кривые изменения час тоты отказов по времени эксплуатации. При установлении из лишне длительного периода между вы полнением регламентных работ после *(*)
некоторого времени эксплуатации бу дет наблюдаться повышение частоты отказов. Это указывает на необходи-
т
Рис. 73. График измене ния X(t) на начальном участке работы:
я—для систем, имеющих в своей, составе большое ко личество однородных эле ментов; б—для систем, име ющих в своем составе раз
нородные элементы
F)
Рис, 74. График использова ния Я(0 для оценки пра вильности установления тех нического ресурса
мость смещения срока проведения регламентных работ на более ранний период. На рис. 75 приведена кривая средней частоты отказов системы со сроками выполнения регламентных работ tPl и tp2. Анализ изменения средней частоты отказов показыва ет, что правильнее выполнять регламентные работы в сроки t\ и: t2 (см. рис. 75).
Для оценки правильности сроков проведения регламентных работ по самолету и его системам целесообразно построить кри вые изменения частоты отказов, имевших место в полете и при подготовке к полетам, без учета отказов, выявленных при выпол нении регламентных работ. Эти кривые позволяют более четко выявить моменты повышения частоты отказов, а следовательно,, дают возможность оценить своевременность выполнения регла ментных работ (рис. 76 и 77). Однако повышение частоты отка зов может быть вызвано недостаточным эксплуатационным со вершенством авиационной техники. Построенные графики изме нения средней частоты отказов с учетом отказов, выявленных
18-1
при выполнении регламентных работ, показывают, что частота отказов значительно повышается в моменты времени, соответст вующие выполнению регламентных работ. Это связано с тем, что
при выполнении регламентных работ авиационная техника |
под |
||||||||
ГсрЮ |
вергается |
тщательной проверке |
|||||||
с |
применением |
более |
совер |
||||||
|
шенных инструментальных |
|
мето |
||||||
|
дов контроля (повышается ин |
||||||||
|
тенсивность |
обнаружения |
|
отка |
|||||
|
зов) |
по |
сравнению с |
методами |
|||||
|
контроля, используемыми в про |
||||||||
|
цессе |
эксплуатации. |
Количество |
||||||
Рис. 75. График изменения сред |
выявленных |
неисправностей |
рез |
||||||
ней частоты отказов системы со |
ко |
возрастает и суммарная |
кри |
||||||
сроками выполнения регламентных |
вая |
не дает |
возможности |
оцени |
|||||
работ tPt и tPt |
вать |
правильность |
установления |
||||||
|
сроков регламентных |
работ. |
|
При анализе отказов должны учитываться услобия работы и нагружения (температура, давление, обороты, напряжение, де формация, нагрузка и т. д.) деталей и агрегатов, а также осо бенности и условия эксплуатации авиационной техники. Кроме
Рис. 76. График изменения интенсивности потока не исправностей без учета неисправностей, выявленных при выполнении регламентных работ:
/—интенсивность потока неисправностей самолета без учета неисправностей, выявленных при выполнении регламентных работ; 2—интенсивность потока неисправностей агрегатов электрооборудования без учета неисправностей, выявленных при выполнении регламентных работ
того, при проведении анализа необходимо принимать во внима ние не только абсолютную величину и частоту отказов, но и важность функций, выполняемых агрегатом, на котором произо-
182.
шел отказ. Так, основные силовые элементы конструкции плане ра, силовых установок, управления самолетом, а также агрегаты оборудования и систем должны иметь высокую эксплу атационную надежность. Такие отказы, как трещины основных силовых элементов конструкции планера и шасси, органов уп равления самолетом, трещины лопаток компрессора и турбины двигателей, отказы гидравлических и топливных систем могут привести к тяжелым летным происшествиям и поэтому требуют особого внимания со стороны инженерно-технического состава.
Рис. 77. График изменения интенсивности потока отказов в воз духе агрегатов электрооборудования и двигателя:
1—интенсивность потока отказов в |
воздухе |
агрегатов |
электрооборудова |
ния; 2—интенсивность потока |
отказов |
в воздухе |
двигателей |
Особенно важное значение в обеспечении безопасности полетов имеет также надежная работа пилотажно-навигационного и ра диотехнического оборудования.
Наиболее ценным статистическим материалом, необходимым для оценки надежности, являются данные по неисправностям всего парка самолетов. Однако сбор статистических данных по всему парку требует больших трудозатрат и времени. Кроме то го, возникают трудности в обработке этих данных. Поэтому в ряде случаев определяют оптимальное количество наблюдаемых самолетов. В отдельных случаях устанавливают оптимальное значение суммарного налета этих самолетов.
В основу такого подхода положено эргодическое свойство, по которому определяющим фактором является суммарная нара ботка испытываемых изделий в часах. В этом случае испытания 10 образцов в течение 1000 ч каждого эквивалентны испытаниям 100 образцов по 100 ч, так как Тсум= 10000 в обоих случаях оди наково. Эргодическое свойство можно использовать только тог-
183
.да, когда рассматриваются невосстанавливаемые изделия с из менением надежности по экспоненциальному закону.
Как правило, количество проверок определяют исходя из за данной степени достоверности и точности результатов. Величи на достоверности оценки показывает, что истинное значение оце ниваемого по выборочным данным параметра распределения будет определяться соответствующей частью проверок. Так, среднее значение безотказной работы какого-либо узла с досто верностью (3 = 0,8 показывает, что если зафиксировано опреде ленное количество отказов, то 80% из них определяет математи ческое ожидание (т. е. среднее значение безотказной работы или среднее значение времени устранения) и 2 0 % выходит за преде лы доверительных интервалов. Относительная ошибка q харак теризует степень точности определения среднего значения по данным выборки. Функциональная связь q и количество наблю дений выражается формулой
Jqd |
(4. |
16) |
|
<7 5сР |f Ti |
|||
1 |
|
где Jq — аргумент, определяемый из таблиц нормального зако на распределения по заданной степени достоверности
Р; о — среднее квадратичное отклонение;
>?ср—'Среднее выборочное изменение оцениваемого крите рия;
п•— число наблюдений.
Впроцессе эксплуатации при небольшом количестве изде лий и при одинаковых условиях оценка надежности может быть приближенной. Оценка надежности всех узлов, систем и агрега тов самолета в течение межремонтного срока их службы воз можна на базе статистических данных, получаемых в процессе эксплуатации. В этом случае исключается возможность создания одинаковых условий по следующим причинам:
1) к моменту начала наблюдений самолеты имеют неодина ковый налет;
2 ) самолеты используют неодновременно и в различных кли матических условиях;
3)время эксплуатации самолета до отработки межремонтно го срока службы неодинаково;
4)квалификация личного состава и, следовательно, качество обслуживания различны.
Расчет оптимального количества наблюдаемых самолетов производится в предположении, что закон распределения выхода из строя узлов и агрегатов известен. Например, многочисленные опыты показывают, что плотность распределения отказов меха нических систем в большинстве случаев приближается к нор мальному закону. Основная особенность, отличающая этот за-
184
кон от других, состоит в том, что нормальный закон является' предельным, к которому при определенных условиях приближа ются другие законы распределения. Учитывая, что значительная часть отказов ненадежных узлов возникает из-за износа, а пол ный .выход из строя изделия связан с аварийным износом, дан ный закон распределения принимается в качестве исходного при
определении |
оптимального |
ко- |
N |
|
|
|
|||||
личества |
наблюдаемых |
изде- |
^ |
|
|
|
|||||
лий. |
Принятый |
нормальный |
|
|
|
|
|||||
закон |
позволяет использовать |
|
|
|
|
||||||
закономерность |
Стыодента— |
|
|
|
|
||||||
Фишера, по которой количест- |
|
|
|
|
|||||||
во наблюдений является функ |
|
|
|
|
|||||||
цией |
точности |
и |
достовер |
|
|
|
|
||||
ности. |
|
|
закономерности |
|
|
|
|
||||
График |
200 |
|
|
|
|||||||
Стыодента—Фишера (рис. 78) |
|
|
|
||||||||
показывает, что число необхо |
|
|
|
|
|||||||
димых |
наблюдений |
N интен |
|
|
|
|
|||||
сивно возрастает с уменьше |
КО |
|
|
|
|||||||
нием |
относительной ошибки q |
|
|
|
|||||||
и увеличением |
степени |
досто |
|
|
|
|
|||||
верности |
|3. |
При заданной |
до |
|
|
|
|
||||
стоверности |
Р=0,8 |
оценки |
|
|
|
|
|||||
среднего |
значения безотказной |
0 |
|
|
|
||||||
работы с относительной ошиб- |
|
|
|
||||||||
кой <7= 0,2 |
необходимо |
иметь |
Рис 78. График зависимости количе- |
||||||||
данные |
по |
43 |
наблюдаемым |
||||||||
самолетам, |
а |
при |
<7= 0,1 — |
ства |
наблюдений |
N для |
оценки на |
||||
данные по 196 самолетам. При |
|
дежности |
|
||||||||
определенном значении q по |
|
|
|
увеличе |
|||||||
вышение достоверности результатов также связано с |
|||||||||||
нием наблюдений. |
|
|
|
|
|
количества наб |
|||||
Таким образом, установление оптимального |
|||||||||||
людаемых самолетов |
с определенной |
достоверностью и точно |
стью связано с обоснованием минимально допустимых значений Р и q. Численные значения достоверности р обычно устанавли ваются опытно или в зависимости от степени ответственности и значимости выполняемых изделием задач. При исследовании на дежности механических систем можно принимать минимально допустимый уровень достоверности р== 0,8. Необходимую сте пень точности результатов определяют исходя из следующих со ображений. Верхний предел значений относительной ошибки целесообразно ограничить величиной <7= 0,2, поскольку для повы шения точности определения среднего значения безотказной ра боты до <7= 0,1 при р= 0,8 необходимо в 4,5 раза больше наблю даемых изделий, чем при <7= 0,2. Кроме того, достижение высокой точности вследствие увеличения количества наблюдаемых само
185
летов ие совсем оправдано: расхождения в средних значениях при таких величинах относительной ошибки 7 = 0,2 и 7 = 0,1 для изделий, у которых преобладают отказы, повторяющиеся систе матически, невелики и несущественны при определении срока безотказной работы узлов и агрегатов и разработки эксплуата
ционных мероприятий.
Нижний предел точности q определяется на основе анализа статистической информации. Порядок определения величины q и соответствующего ей количества наблюдаемых изделий Non^ ■следующий. Рассматривается и сравнивается несколько групп однотипных самолетов, количество которых на начальном этапе эксплуатации было различным. Далее для проверки устанавли вается такое минимальное количество самолетов, которое обес печивает выявление основных типов отказов. При этом расхож дение параметров распределения характеристик надежности у выбранного минимального и максимального количества самоле тов должно быть незначительным. Большинство случайных отка зов определяют в процессе испытаний минимального количества самолетов путем анализа характера этих отказов.
Глава V
ОЦЕНКА И ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ И ТЕХНИЧЕСКОГО РЕСУРСА ПЛАНЕРА САМОЛЕТА
5.1. Изменение методов определения и восстановления технического ресурса планера самолета
За последнее время в гражданской авиации появились новые первоклассные самолеты. Эти самолеты по своим летно-техниче ским характеристикам, оборудованию и, особенно, по применя емым в их конструкциях материалам, значительно отличаются от предыдущих самолетов. Изменение авиационной техники при водит к изменению методов технической эксплуатации и восста новления технического ресурса планера самолета. Под техниче ским ресурсом понимается общий возможный срок службы пла нера самолета в часах налета или количестве взлето-посадок с учетом всех видов ремонта и работ по восстановлению его тех
нического |
состояния, проводимых в процессе эксплуатации. |
|
В течение этого срока службы должна обеспечиваться |
надеж |
|
ная работа |
агрегатов планера самолета при соблюдении |
уста |
новленных правил технической эксплуатации. |
|
|
В процессе эксплуатации на конструкцию планера самолета |
действуют различные разрушающие факторы: нагрузки от поры вов ветра, маневренные нагрузки, ударные и вибрационные на грузки, окружающая атмосфера с колебаниями ее температуры, влажностью, засоренностью различными активными веществами, солнечные лучи. Под влиянием этих факторов элементы конст рукции планера самолета подвергаются коррозии, происходит износ трущихся поверхностей, а от действия ударных и вибра ционных нагрузок могут появиться трещины или разрушения от дельных элементов, узлов и деталей; происходит накопление повреждений в результате сложного взаимодействия всей сово купности нагрузок. Характер и быстрота этих изменений зави сят от совокупности нагрузок, действующих на элементы конструкции в процессе эксплуатации, от конструктивного офор мления детали, агрегата, элемента конструкции, применяемых материалов, от продолжительности хранения, особенности усло вий и продолжительности эксплуатации [7, 13, 22].
187
В авиационной технике долгое время считалось, что если планер самолета удовлетворяет требованиям статической проч ности (прочность при однократной нагрузке) и выносливости не которых частей самолета (подмоторных рам поршневых самоле тов, маслобаков и бензобаков), подвергающихся воздействию вибрационных нагрузок, то он может при соответствующем и
•своевременном ремонте эксплуатироваться достаточное время, и при нагрузках, меньших максимальных эксплуатационных, не разрушится. При этом имеется в виду, что элементы конструк ции планера свободны от автоколебаний, что обеспечивается расчетом и испытаниями.
Однако уже на самолетах периода Великой Отечественной войны и особенно послевоенного периода начали появляться не исправности элементов конструкции планера, угрожающие бе зопасности полетов, хотя эти самолеты удовлетворяли требова ниям статической и вибрационной прочности.
Эти неисправности появляются в основном на самолетах со значительным налетом, большим количеством взлетов и посадок или при технологических и других отступлениях. Обнаружить их в большинстве случаев очень трудно. Для осмотра элементов конструкции планера самолета нередко требуется разборка са молета и применение сложной контрольно-проверочной аппара туры.
Появление перечисленных неисправностей предъявило новые требования к элементам конструкции планера—обеспечение прочности планера самолета при многократно повторяющихся эксплуатационных нагрузках — требования обеспечения стати ческой выносливости или прочности при повторных нагрузках. Это требование является дополнением к прежним требованиям обеспечения статической и вибрационной прочности.
Появление проблемы обеспечения статической выносливости элементов конструкции планера самолета можно объяснить сле дующими причинами:
а) увеличился общий срок службы самолета, исчисляемый количеством часов налета и количеством взлето-посадок. Так, современные транспортные самолеты имеют налет, измеряемый десятками тысяч часов. Увеличение палета самолетов привело к увеличению количества нагрузок, испытываемых элементами конструкции планера в процессе эксплуатации;
б) значительно повысились летные показатели современных самолетов. Увеличение скоростей полета самолета, скоростей взлета и посадки привело к повышению частоты нагружений (количество нагружений в единицу времени), количества и ве личины нагрузок;
в) повысилась прочность применяемых в самолетостроении сплавов (увеличилось временное сопротивление сгв). Повышение прочности сплавов при той же степени использования их стати
188
ческой прочности вызвало снижение статической выносливости планера самолета;
г) в результате исследовательских работ были уточнены рас четные случаи элементов конструкции планера, что привело к значительному приближению действительных нагрузок к расчет ным и, следовательно, к снижению существовавшего «запаса» статической выносливости конструкции.
Кроме того, для современных скоростных самолетов при по
летах |
с числом М > 2 кинетический нагрев конструкции стано |
вится |
существенным и приводит к ухудшению характеристик |
статической выносливости, что может значительно снизить тех нический ресурс планера этих самолетов.
В связи с увеличением мощности двигателей пульсирующие акустические давления, создаваемые реактивной струей как ис точником сильного шума, могут также вызвать деформации обшивки и некоторых элементов конструкции планера. Весьма неблагоприятной характеристикой акустических давлений, соз даваемых реактивной струей, является их высокая частота, ис числяемая сотнями циклов в секунду. Поэтому, если вызываемые ими повторные напряжения превышают предел выносливости, то усталостное разрушение может наступить довольно быстро.
Требования статической прочности сводятся к обеспечению прочности планера самолета при однократной статической рас
четной нагрузке. |
Основные положения статической |
прочности |
сводятся к тому, |
чтобы эксплуатационные нагрузки |
(например, |
нагрузки при грубой посадке, при маневре с максимальной пе регрузкой, при порывах ветра) не вызывали в конструкции оста точных деформаций, а разрушающая нагрузка была равна рас четной. Идеальным случаем выполнения конструкции нужно признать такой случай, в котором максимальная эксплуатаци онная нагрузка соответствует напряженному состоянию при пределе упругости конструкции. Однако установить предел уп ругости при испытаниях очень трудно, и критерием статической прочности конструкции планера самолета считаются статиче ские испытания до разрушения. Поэтому разрушающая нагруз ка, например крыла, должна быть всегда больше эксплуатаци онной (Ураз > ^эксп) • Число, равное отношению разрушающей нагрузки к эксплуатационной, называется коэффициентом без опасности /с. Тогда
Yраз |
У раз^ |
Лраз |
(5.1) |
|
/ с |
|
|
|
|
^ Э К С Н |
^ Э К С П ^ |
Я с к с п |
|
|
где Ураз ■— подъемная сила, |
при которой происходит |
разруше |
||
ние конструкции; |
эксплуатационной перегрузке; |
|||
Уэксп— подъемная сила |
при |
|||
G— масса самолета; |
|
и эксплуатационный |
коэффи |
|
«раз и «эксп— разрушающий |
||||
циенты перегрузки. |
|
|
|
|
189