г.

Ж-

/АЛ '»Ф|

Г 4

'г'.

I л?

г». .

1

'.V,

4 (к л’."?



1.
А”'»

,0 1

1.1

V ГП г 1(\,

Ч1ч' <»’ ’’
1 г
.1’1’
*•(« •



3x11

&



14

'(! ;Л' .









Цч

•»ЧГ'

жж

«л? л к. »?\ Л

С;

Л1!

№7

1Ъ/ *1,Ч)
г)Ч’ И
Л н • .

.

1;л

‘И?

и

1

р.ч'<1 . ,
’кП’\ •» (•







Л

»л

' Ь 11  ' к	ч ' *

1	• 1К '

’•>. М'

। •И)г»лм

1 Л.и...!

КИЯ



11Шф(

Т*'Я (: >•

1Л®

?' Г I
<	1. 4 . I

-к'г’





.'Ч"’

•й /



*’ / 1 /• Ц«  Ц'»•

<’;чЧ

..Л’’



>

*1 1
г.!.;

ч
, Л'|-

б/'







74 Г
ДЛЯ ВУЗОВ

Л.Л.Анцелиович

НАДЕЖНОСТЬ,
БЕЗОПАСНОСТЬ
И ЖИВУЧЕСТЬ
САМОЛЕТА

Допущено Министерством высшего и среднего
специального образования СССР
в качестве учебника для студентов
высших учебных заведений,
обучающихся по специальности «Самолетостроение»

МОСКВА

«МАШИНОСТРОЕНИЕ”

1985
ББК 39.53
А 74

УДК 629.7.017.1(075)

Рецензенты: кафедра конструкции самолетов
Харьковского авиационного института
и д-р техн, наук В. В. Косточкин

Анцелиович Л. Л.

А74 Надежность, безопасность и живучесть самолета: Учебник
для студентов вузов, обучающихся по специальности «Само-
летостроение».— М.: Машиностроение, 1985. — 296 с. ил.

В пер.: 1 р. 10 к.

3606030000-215

---------------215-85

038(01)-85

ББК 39.53

6Т5

I

© Издательство «Машиностроение», 1985 г.
ПРЕДИСЛОВИЕ

Основная цель данного учебника — помочь сту-
дентам овладеть теоретическими и практическими основами мето-
дов повышения надежности, безопасности и живучести самолетов.
Автор стремился возможно полнее отразить изменения, происшед-
шие в самолетостроении, и обеспечить соответствие научно-мето-
дического содержания книги практическим задачам, стоящим перед
будущими конструкторами самолетов. При этом важно было пока-
зать, что современные методы количественной оценки безотказно-
сти и эксплуатационной технологичности самолета вполне доступ-
ны студентам технического вуза. Для лучшего усвоения данной
дисциплины основы математической теории надежности рассмот-
рены на примерах, знакомых студентам по пройденным авиацион-
ным курсам. Все количественные зависимости даны примени-
тельно к оценке свойств изделий авиационной техники. В каждой
главе приведены краткие выводы, контрольные вопросы и задания.

Важным направлением профессиональной подготовки авиаци-
онного инженера является изучение и анализ накопленного опыта
по устранению недостатков конструкции самолетов, выявленных
в процессе их испытаний и эксплуатации. Говоря об особенностях
деятельности инженера, трижды Герой Социалистического Труда
академик Ю. Б. Харитон сказал: «... Здесь, на мой взгляд, очень
важно держать в памяти прошлые ошибки. Список ошибок не ме-
нее важен, чем летопись достижений. Право на ошибку есть у каж-
дого — важно не повторять их. Нет ничего хуже, чем замазывать
ошибки. Это уже за рамками порядочности. Но всем, начиная
новую работу, надо подумать, какие «мины» могут встретиться на
пути. Опыт прошлых ошибок подсказывает, где надо быть осо-
бенно осторожным» («Известия», № 57, от 26.02.84 г.). Знание
наиболее рациональных схемно-конструктивных решений, приме-
нявшихся на самолетах, создает основу для умелого применения
способов повышения надежности, безопасности и живучести в но-
вых разработках.

Прикладная направленность и взаимосвязь с другими дисципли-
нами, формирующими инженера-механика по самолетостроению,
отличает данный учебник от других изданий, посвященных
вопросам надежности и безопасности сложных технических изде-
л 11 й.

Автор благодарен рецензентам проф. Косточкину В. В. и кол-
лективу кафедры конструкции самолетов Харьковского авиацион-
ного института за ряд замечаний, которые позволили улучшить
рукопись.
ОБОЗНАЧЕНИЯ

т—время выполнения полетного задания;

I— наработка, ресурс;

Т— средний налет на отказ или неисправность, срок служ-
бы;

Тв—среднее время восстановления;

со— параметр потока отказов или неисправностей;

Л(0—интенсивность отказов;

'|л(/)— интенсивность восстановлений;

Р(т),Р(<)— вероятности безотказной работы за время т, I;

Ржив—вероятность сохранения живучести;

ф(т)—вероятность отказа за время т;

Лг— коэффициент готовности;

С— стоимость;

тк— математическое ожидание случайной величины к;

Ок—- среднее квадратическое отклонение случайной величи-
ны к;

о— напряжение;

—функция распределения наработки до отказа;

/ (/) — плотность распределения случайной величины /;

А— количество обслуживаний, изделий, циклов;

т]—коэффициент запаса долговечности;

у— доверительная вероятность.
ВВЕДЕНИЕ

Проектирование самолетов с учетом надежности, без-
опасности и живучести стало нормой. В то же время повышение
эффективности боевых и пассажирских самолетов в последние
годы обеспечивалось значительным усложнением основных
систем. Если у многоместных пассажирских самолетов за счет до-
полнительного резервирования важнейших систем удается обеспе-
чить высокую безопасность и регулярность полетов, то в отноше-
нии боевых машин возникают значительные трудности из-за жест-
ких ограничений, в частности, по взлетной массе. По данным за-
рубежных периодических изданий, следствием усложнения основ-
ных компонентов и систем явилось снижение экплуатационных
характеристик новых боевых авиационных комплексов (БАК) и в
первую очередь их надежности. Несмотря на использование ре-
зультатов интенсивно развивающейся с 50-х годов теории надеж-
ности и проведение совместных приемочных испытаний при пре-
дельных эксплуатационных нагрузках, после начала серийного
производства и эксплуатации в строю выявились сложнейшие проб-
лемы, связанные с низким уровнем безотказности, эксплуатацион-
ной технологичности, безопасности и живучести новых боевых
самолетов США Боеготовность некоторых эскадрилий самоле-
тов Р-111, Р-14 и Р-15 в первые годы эксплуатации составляла
около 35%. Налет на неисправность у ряда тактических самолетов
составляет всего 0,2...0,3 ч. Период конструктивно-технологической
доводки новых самолетов сопровождается, как правило, большим
числом аварий и катастроф. Относительная трудоемкость техниче-
кого обслуживания у самолета Р-14 оказалось равной 49 чел.-ч/ч.
вместо 20 по тактико-техническим требованиям (ТТТ), а у самолета
Р-15А 29,3 вместо 11,3 (после 18 месяцев эксплуатации парка).
Несмотря на значительное увеличение расходов на разработку
новых самолетов и их изготовление, доля эксплуатационных расхо-
дов из года в год возрастает и составляет около 70% от суммар-
ных расходов на БАК в течение жизненного цикла. В связи с рек-
ламациями и многочисленными доработками в эксплуатации сни-
зилась эффективность труда в авиапромышленности США.

Актуальность проблемы надежности наглядно демонстрируется

* Все примеры в книге приводятся по данным открытой зарубежной печати.
на примере многочисленных отмен и задержек запусков воздушно-
космических самолетов в США. Частые отказы бортовых систем
воздушно-космического самолета во время полета вызывали отме-
ну ряда экспериментов в космосе и сокращение времени пребыва-
ния на орбите.

Таким образом, показатели надежности, безопасности и живу-
| чести имеют такое же важное значение, как и летные характери-
{ стики самолета. Учет надежности „должен ..проводиться с самого
 начала этапа проектирования, с этапа формирования облика буду-
щего самолета. В зависимости от требуемой безопасности опреде-
ляется количество двигателей, *число членов экипажа, кинематика
выпуска шасси, кратность резервирования поверхностей управле-
ния. Требования к живучести боевого самолета оказывают сущест-
венное влияние на его облик. Такой самолет должен быть всепо-
годным, летать с большими скоростями на малых высотах, иметь
малую посадочную скорость и базироваться на грунтовых взлетно-
посадочных полосах (ВПП). Высокая маневренность обеспечит
такому самолету эффективное выполнение противозенитного ма-
невра и ведение воздушного боя. Для обеспечения требуемой жи-
вучести в боевых условиях самолет должен иметь соответствую-
щий комплекс обороны, реализующий постановку пассивных и ак-
тивных помех и огневое противодействие, например, в задней полу-
сфере. Самолет с высокой живучестью должен обладать низкой
радио, тепловой, шумовой и визуальной контрастностью, т. е. быть
плохо видимым для операторов поражающих его систем. Облик
такого самолета будет отличаться плавными очертаниями и пере-'
ходами от крыла к фюзеляжу. Его двигатели с высокой степенью
двухконтурности будут экранированы с нижней полусферы крылом,
фюзеляжем и оперением. На облик самолета повлияют также ре-
зервирование и пространственное разобщение двигателей, килей
и горизонтального оперения. Необходимость укрытия самолета от
воздействия поражающих средств на земле тоже потребует крити-
чески отнестись к его габаритным размерам при выборе нового
облика.

Требования эксплуатационной технологичности также должны'
быть учтены на этапе формирования облика самолета. Более удоб-
ные подходы к менее надежному оборудованию обеспечиваются
такими особенностями компоновки, которые влияют на облик са-
молета. Требования минимального времени замены двигателя,
заправки и снаряжения самолета для повторного вылета, особенно
в условиях автономного базирования, также потребуют специаль-
ных компоновочных решений.

На этапе эскизного проектирования самолета синтез оптималь-
ной структуры основных систем производится с учетом безотказ-
ности элементов, которую обеспечивает современный уровень раз-'
вития промышленности. Безотказность элементов основных систем
самолетов определяется путем сбора и обработки статистических
данных по отказам и неисправностям в процессе длительной экс-
плуатации. Расчетные оценки безотказности вариантов структур
основных систем лежат в основе метода прогнозирования надеж-
ности проектируемого самолета.

На этапе эскизного проекта схемно-конструктивные и компоно-
вочные решения выбираются в рамках принятого облика самоле-
та, исходя из необходимости обеспечения требуемых значений сле-
дующих показателей надежности: налета на отказ, вероятности
вылета по расписанию (для пассажирских самолетов), удельной
трудоемкости технического обслуживания, времени подготовки
к повторному вылету и полного ресурса.

11а этапе технического проекта принятые решения уточняются
после выполнения более полных расчетов указанных показателей
надежности. Если расчетное время подготовки самолета к повтор-
ному вылету может быть экспериментально подтверждено уже на
этапе летных испытаний опытных образцов, то расчетные оценки
других показателей надежности проверяются опытными данными
после достаточно большого суммарного налета экземпляров ново-
го самолета.

( Поэтому совершенствование расчетных методов оценки надеж-
ности, безопасности и живучести разрабатываемых самолетов при-
обретает важное значение, позволяет сократить сроки конструк-
тивно-технологической доводки нового» самолета и значительно
уменьшить объем дорогостоящих испытаний. Использование ЭВМ
для хранения и выдачи информации по статистике летных проис-
шествий, отказов и неисправностей позволяет наиболее полно
учесть опыт промышленности. Имитационное моделирование с
использованием как достаточно сложных, но зато и точных мате-
матических моделей, так и натурных функционирующих стендов,
открывает новые перспективы для выявления недостатков
конструкции нового самолета и более раннего их уст-
ранения.	?

Особое место в работе конструктора-самолетчика занимает
комплекс работ по обеспечению заданной долговечности агрегатов
и узлов планера самолета и его шасси. Несмотря на большой
разброс экспериментальных данных о фактической долговечности
авиационных конструкций, расчетные методы ее оценки в процес-
се конструирования остаются важнейшим инструментом создания
оптимальных решений. Здесь сказывается специфика протекания
кривой усталости, когда в зоне больших наработок даже незначи-
тельные колебания действующего напряжения, определяемые мно-
гими факторами, вызывают существенное изменение фактического
ресурса конструкции. Использование методов вероятностной
прочности позволяет более полно учесть факторы, от которых за-
висит долговечность самолета. Новое направление в подходе к
проблеме обеспечения максимальной долговечности пассажирских
самолетов связано с разработкой безопасно разрушающихся кон-
струкций панелей, стенок, стыковых узлов, кронштейнов навески
поверхностей управления и других ответственных деталей. С воз-
растанием стоимости создания новых авиационных комплексов
исключительную актуальность приобретает технически и экономи-
чески обоснованное определение оптимального полного ресурса са-
молета, особенно пассажирского.

Повышение качества конструирования самолетов на современ-
ном" этапе развития авиационной техники, когда процесс проекти-
рования продолжается многие годы и резко сократилось число
разрабатываемых проектов самолетов, связано с развитием экспе-
риментальных исследований. Испытания образцов новых материа-
лов и типовых элементов конструкции во всем диапазоне рабочих
условий и нагрузок позволяют заложить основу будущей работо-
способности агрегатов самолета. Экспериментальное технологиче-
ское опробование новых способов изготовления деталей и агрега-
тов в процессе разработки их конструкции обеспечивает передачу
серийному заводу высококачественной технической документации
и сокращение сроков освоения новой машины в серийном произ-
водстве. Исследования безотказности и ремонтопригодности вари-
антов конструкции на натурных и конструктивно-подобных моде- .
лях (отсеках) в условиях эксплуатационного нагружения все чаще
становятся единственным источником информации для конструк-
тора при разработке принципиально новых решений. Если раньше
конструктор с успехом полагался на свой опыт участия в создании
многочисленных опытных самолетов, то теперь он с нетерпением
ждет результатов испытаний своих разработок в исследователь-
ской лаборатории и только после их получения может принять
верное решение. Стендовые экспериментальные исследования важ-
нейших систем на функционирование позволяют еще на этапе раз-
работки вскрыть неудачные конструктивные и компоновочные ре-
шения. Чем больше конструктивных недостатков будет выявлено
при стендовых исследованиях работоспособности основных систем
нового самолета в опытном производстве, тем меньше изменений
чертежей придется вносить на серийном заводе и меньше дорабо-
ток готовых самолетов проводить в эксплуатирующих организа-
циях. Исследования распределения затрат на разработку нового
самолета, серийное производство потребного их количества и экс-
плуатацию парка этих самолетов в течение заданного количества
лет показали, что увеличение расходов на разработку, вызванное
расширением экспериментальной базы опытного производства и •
отраслевых НИИ, не только полностью окупается в период серий-
ного производства, но и позволяет получить значительную эконо-
мию государственных средств в период эксплуатации более надеж-
ного самолета.

Надежность изделия закладывается при разработке, обеспечи- .
вается при изготовлении и поддерживается при эксплуатации.
Строгое выполнение этого правила необходимо, поскольку недора-
ботки предыдущего этапа практически невозможно ликвидиро-
вать на последующем. Когда конструктор в конце этапа разработ-
ки подтверждает расчетным путем, экспериментами и летными
испытаниями опытных машин, что показатели надежности нового
самолета соответствуют значениям^требуемым заказчиком, то он
ориентируется на определенный уровень качества серийного про-
пзводства и на определенный уровень качества технического об-
служивания самолетов в эксплуатации. При полной реализации в
процессе проектирования необходимых схемно-конструктивных
решений, обеспечивающих заданный уровень надежности, на этапе
отработанного серийного производства можно ожидать повышения
падеж пости самолета за счет стремительного развития в эпоху на-
учно-технической революции технологических способов производст-
ва, методов контроля качества продукции и внедрения комплекс-
ных систем управления качеством, использующих ЭВМ. В процес-
са' длительной эксплуатации прогнозируемая при разработке на-
дежность самолета также может быть повышена за счет совершен-
ствования наземного оборудования, повышения качества предва- •
рнтелыюй, предполетной и послеполетной подготовок, регламент-
ных работ, целевых осмотров, доработок по бюллетеням и профи-
лактических обслуживаний.

На протяжении многовековой истории технического творчества
человек заботился о надежности. Древние зодчие и ваятели стре-
мились к тому, чтобы их храмы, дворцы, гидротехнические соору-
жения, мосты, цирки и статуи были не только красивыми и вели-
чественными, но и долговечными, т. е. надежными. Об этом же
заботятся и современные конструкторы сейсмостойких высотных
зданий, телевизионных башен, гигантских однопролетных мостов и
высотных плотин гидроэлектростанций. Древние корабелы стре-
мились получить повышенную мореходность парусников за счет
формы обводов судна и его оснастки, определявших устойчивость,
подбора специальных сортов древесины, от которой зависела проч-
ность и долговечность корпуса и мачт, создания максимально
благоприятных условий для команды, позволяющих быстро управ-
лять парусами и переносить тяготы длительных штормовых пла-
ваний. Современные кораблестроители решают несоизмеримо бо-
лее сложную задачу обеспечения надежности, безопасности и жи-
вучести океанских сухогрузов, ледоколов и подводных
лодок с атомными силовыми установками. Проблема надежности
очень остро стоит и перед конструктором угольного комбайна щ
перед конструктором искусственного сердца. Практически нет той
отрасли техники, где бы надежность не стала проблемой номер
одни.

В начале нашего столетия человек, вооружившись знаниями в
области аэродинамики’и прочности конструкций и накопив доста-
точный опыт эксплуатации двигателей внутреннего сгорания, начал
освоение воздушного пространства земли. И сразу выяснилось: от
надежности летательного аппарата зависит жизнь его создателя.
Н то время конструкторы, как правило, сами облетывали свои де-
тища. Но обеспечить безотказную работу летящего при сильных
порывах ветра одномоторного биплана было значительно труднее,
чем парохода, паровоза и автомобиля. Ценой огромных усилий,
неутомимой изобретательности и многочисленных жертв конструк-
торам самолетов удалось преодолеть барьер их ненадежности.
Самолетостроение превратилось в ведущую отрасль промышленно-
сти ряда стран. Строителям дирижаблей в прошлом этого так и не
удалось. Только теперь на новой технической основе намечается
второе рождение дирижаблестроения. Обеспечение надежности,
безопасности и живучести современного самолета является важ-
нейшей народнохозяйственной задачей. Эта задача комплексная
и очень сложная. В ее решении принимают участие специалисты
различных научных областей, работающие в НИИ, ОКБ, на за-
водах и в эксплуатирующих организациях. Результаты работы
всех этих специалистов в области надежности, безопасности и жи-
вучести должен знать авиационный конструктор, поскольку он вы-
пускает рабочие чертежи, технологическую и эксплуатационную
документацию нового самолета.

Если у будущего самолетостроителя, проработавшего эту книгу,
появится уверенность в том, что для него задача обеспечения' на-
дежности, безопасности и живучести нового самолета не является
слишком сложной и он может принять участие в ее практическом
решении, то автор будет считать свою задачу выполненной. ’
ГЛАВА ]

1
/

ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ и ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ,

БЕЗОПАСНОСТИ И ЖИВУЧЕСТИ САМОЛЕТА

1.1.	ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ТЕРМИНЫ

В числе важнейших эксплуатационно-технических харак-
теристик (ЭТХ), определяющих эффективность самолета, особое
место занимают показатели надежности, безопасности и живуче-
сти. В ТТТ на проектируемые самолеты значения показателей на-
дежности, безопасности и живучести задаются так же..„.как.-И-^ет.-
нодахииаеские_характе.рлс1ики..1Л1Х1: грузоподъемность, крей-

серская скорость,^дмда_ДД1Ц_максимадьная_дадьностА_тйздош>
навигации и др.

"	ОтгддсжГ'ТПСТу 27.002—83 «Надежность в технике. Термины и

определения» сформулируем следующие определения.

Надежность — свойство самолета сохранять во времени в уста-
новленных пределах значения всех параметров, характеризующих
способность выполнять полетные задания в расчетных режимах и
условиях эксплуатации, технического обслуживания, ремонтов,
хранения и транспортирования.

Примечание. Надежность является сложным свойством самолета и со-
стоит из сочетаний свойств: безотказности, ремонтопригодности, долговечности
и сохраняемости.

Безотказность — свойство самолета непрерывно сохранять рабо-
тоспособное состояние в течение времени выполнения полетного
задания.

Ремонтопригодность — свойство самолета, заключающееся в
приспособленности к предупреждению и обнаружению причин воз-
никновения отказов, повреждений и поддержанию и восстановле-
нию работоспособного состояния путем проведения технического
обслуживания и ремонтов. Ремонтопригодность входит в более об-
щее свойство самолета — эксплуатационную технологичность.
Эксплуатационная технологичность характеризует приспособлен-
ность самолета к выполнению всех видов работ по техническому
обслуживанию и ремонтам, включая заправку, снаряжение, погруз-
ку и выгрузку, т. е. оперативное обслуживание, не связанное с
отказами и повреждениями.

Долговечность — свойство самолета сохранять работоспособное
состояние до наступления предельного состояния при установлен-
ной системе технического обслуживания и ремонта. Долговечность
характеризует экономическую целесообразность эксплуатации са-
молета до предельного налета и календарного срока.
Рис. 1.1. Взаимосвязь эксплуатационных свойств самолета с эффективностью

Сохраняемость — свойство самолета сохранять значения пока-
зателей безотказности, долговечности и ремонтопригодности в те-
чение и после хранения и (или) транспортирования.

Надежность самолета является одним из свойств совокупности,
определяющей его качество (эффективность). В эту совокупность
свойств входят также безопасность и живучесть.

Безопасность — свойство самолета непрерывно в течение време-
ни полета сохранять работоспособное состояние тех систем и агре-
гатов, которые обеспечивают завершение полета без летного про-
исшествия.

Под безопасностью полетов понимается свойство комплекса:
экипаж — самолет — наземное обеспечение и управление воздуш-
ным движением выполнять полеты без летных происшествий.

Живучесть — свойство самолета сохранять работоспособное со-
стояние при воздействии поражающих средств и нерасчетных наг
грузок, а также при наличии накопившихся повреждений.

Перечисленные свойства самолета проявляются в процессе экс-
плуатации при определенном воздействии внешней среды, завися-,
щем от режимов полетов, климатических условий, интенсивности
воздействия нерасчетных условий и при конкретных способах тех-
нического обслуживания. Поэтому они называются эксплуатацион.-.
ными и определяют значения эксплуатационно-технических харак- .
теристик (ЭТХ) самолета. .Точные оценки значений ЭТХ можно
получить только после длительной эксплуатации большого числа
самолетов данного типа.

г Взаимосвязь эксплуатационных свойств самолета с его реаль-
ГМП н°й эффективностью представлена на схеме (рис. 1.1). Свойство
Щ/ V самолета выполнять полетные задания без учета эксплуатационных
У свойств назовем исходной эффективностью^ Она определяет при-
* годность самолета для использования по назначению в зависи-
мости от его летно-технических характеристик (ЛТХ).

В процессе длительной эксплуатации самолет, его системы и
агрегаты ’Могут переходить из одного состояния в другое. ГОСТ
27.002—83 предусматривает пять возможных состояний объекта:
исправное состояние, при котором он соответствует всем требо-
ваниям нормативно-технической и (или) конструкторской докумен-
тации; неисправное состояние, при котором он не соответствует
хотя бы одному из требований нормативно-технической и (или)
конструкторской документации; работоспособное состояние, при
.котором значения всех параметров, характеризующих способность
выполнять полетное задание, соответствуют требованиям норма-
тивно-технической и (или) конструкторской документации; нера-
ботоспособное состояние, при котором значение хотя бы одного па-
раметра, характеризующего способность выполнять полетное зада-
ние, не соответствует требованиям нормативно-технической и (или)
конструкторской документации; предельное состояние, при котором
его дальнейшее применение по назначению недопустимо или неце-
лесообразно, либо восстановление его исправного или работоспо-
собного состояния невозможно или нецелесообразно.

Переход самолета и его составных частей из одного состояния
в другое происходит вследствие событий, различающихся по их
последствиям.

Повреждение или неисправность — событие, заключающееся в
нарушении исправного состояния системы самолета при сохране-
нии работоспособного состояния.

Отказ — событие, заключающееся в нарушении работоспособно-
го состояния системы самолета.

Авиационное происшествие—событие, связанное с эксплуатаци-
ей летательного аппарата и происшедшее в период нахождения на
его борту экипажа или пассажиров с целью выполнения полета,
при котором произошло полное разрушение или повреждение лета-
тельного аппарата, которое невозможно устранить в эксплуатаци-
онной организации, с гибелью или без гибели кого-либо из указан-
ных лиц.

Авиационные происшествия делятся на летные и наземные.
К летным относятся происшествия, происходящие в полете, а к на-
земным — происшествия до или после полета.

В зависимости от тяжести последствий летные происшествия
подразделяются на три вида: поломки, аварии и катастрофы (ГОСТ
18340—73).

Поломка — летное происшествие, не приведшее к гибели членов
экипажа или пассажиров, после которого восстановление самолета
производится ремонтным предприятием и он может быть допущен
к эксплуатации.

Авария — летное происшествие, не приведшее к гибели членов
экипажа или пассажиров, после которого самолет восстановлению
не подлежит.

Катастрофа — летное происшествие, которое приводит к гибели
хотя бы одного лица из состава экипажа или пассажиров при пол-
ном или частичном разрушении самолета.

Летное происшествие классифицируется как катастрофа, если
смерть людей от ранений, полученных в полете, наступает в тече-
ние десяти суток после него. К катастрофам также относятся слу-
чаи пропажи самолетов без вести во время полета.
Чрезвычайное происшествие — событие, связанное с эксплуата-
цией самолета, но не относящееся к авиационным происшествиям,,
при котором наступило одно из следующих последствий: разруше-
ние или повреждение с нарушением прочности или изменением
летно-технических характеристик; ранение или гибель людей; ги-
бель находившихся на борту людей после вынужденной посадки
самолета от голода, жажды, холода и других причин.

К летным происшествиям относят вынужденную посадку само-
лета на такой площадке, откуда он не может быть эвакуирован^
независимо от степени его повреждения.

Пропажа самолета без вести также классифицируется как лет-
ное происшествие.

)

1.2.	КОЛИЧЕСТВЕННЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ НАДЕЖНОСТИ,
БЕЗОПАСНОСТИ И ЖИВУЧЕСТИ САМОЛЕТА
»

Безотказность самолёта наиболее просто может быть
количественно оценена таким показателем как налет на отказ,
системы, вызвавший невыполнение полетного задания — 7/ [ч], ко-
торый определяется по формуле

--//^п’	(1*0

где /2— суммарный налет парка самолетов данного типа за рас-
сматриваемый календарный период эксплуатации (например, год);
Пъ — суммарное количество отказов систем этих самолетов за тот
же календарный период эксплуатации, вызвавших невыполнение
полетного задания.

При расчетах безотказности систем и самолета в целом широко*
пользуются таким показателем, как параметр потока отказов о)л
1ч-1], который является величиной, обратной Тц. Он представляет
количество отказов, приходящихся на час налета самолета.

В качестве показателя безотказности применяется также веро-
ятность безотказной работы за время выполнения задания — Р(т)
и вероятность отказа системы самолета за время выполнения по-
летного задания — Ф(т), вызвавшего его срыв.

Ремонтопригодность самолета может быть количественно оце-
нена таким комплексным показателем, как вероятность готовности
к выполнению полетного задания. Для установившегося режима
эксплуатации этот показатель называют коэффициентом готов-
ности

КГ=С	(1.2>

где // — относительное время пребывания самолетов в состоянии
готовности к полету и в полете.

Однако на значение коэффициента готовности самолетов дан-
ного типа большое влияние оказывает организация снабжения
запасными деталями, использование технического состава на вспо-
могательных работах, а также другие факторы, не связанные не~
посредственно с особенностями конструкции данного самолета.
Поэтому на этапе проектирования и в процессе начальной эксплуа-
тации большее распространение получш показатель экс-
нлуатационной технологичности: удельная с учим ар1ая’т р у-
доемкость технического обслуживания самолета
— Ку, выражаемая в чел. ч/ч налета и определяемая как трудоем-
кость всех видов технического обслуживания и ремонта в пределах
ресурса до первого ремонта, приходящаяся на час налета.

Показателями долговечности самолета являются значения р е-
сурсов и сроков служб. Различают три вида назначенных
ресурсов:

полный ресурс — наработка, при достижении которой самолет
не подлежит дальнейшей эксплуатации и ремонту; ресурс до перво-
го ремонта — наработка, при достижении которой самолет подле-
жит направлению в первый ремонт; межремонтный ресурс — нара-
ботка на период эксплуатации самолета между двумя последова-
тельными ремонтами.

При обслуживании самолетов по техническому состоянию ис-
пользуются только два показателя достигаемой фактической долго-
вечности — полный ресурс и полный срок службы каждого экземп-
ляра самолета. Вместо ресурса до первого ремонта устанавлива-
ется назначенный ремонтный цикл — предельная наработка, до ко-
торой завершаются все необходимые для каждого экземпляра са-
молета ремонтные работы по частям.

Ресурсы агрегатов и самолета выражаются в часах налета, ко-
личеством полетов или посадок и обозначаются соответственно, /п,
^1,/мр- Наряду с ресурсами долговечность самолета измеряется со-
ответствующими сроками службы — календарной продолжитель-
ностью эксплуатации в годах. Например, срок службы до первого
ремонта это календарная продолжительность эксплуатации само-
лета, при достижении которой он подлежит направлению в первый
ремонт. Обозначаются сроки службы, соответственно, Топ, Л, Тмр.
Самолет направляется в первый ремонт или в результате выработ-
ки ресурса до первого ремонта или по прошествии срока службы
до первого ремонта.

Показателем сохраняемости самолета служит срок сохраня-
емости— Тсох в годах.

При количественной оценке безопасности следует различать без-
опасность полетов самолета и безопасность самолета. Безопасность
самолета зависит только от особенностей его конструкции. Без-
опасность полетов зависит как от безопасности самолета, так и от
профессиональной подготовки экипажа и руководителей полетами,
а также от технического оснащения и организационной структуры
системы управления воздушным движением. При оценке безопас-
ности полетов самолета данного типа учитывается общее число
летных происшествий по всем причинам за определенный кален-
дарный период эксплуатации. При оценке безопасности самолета
учитывается число только тех летных происшествий, которые про-
изошли из-за конструктивно-производственного недостатка (КПН).
В качестве показателя безопасности самолета наибольшее рас-
пространение получил налет на летное происшествие—•
7Л.П [ч], который определяется как

Тал=^п,л,	(1.3)

где «л.п — суммарное число летных происшествий по КПН на всем
парке самолетов данного типа за рассматриваемый календарный
период эксплуатации.

Летные происшествия делятся на катастрофы, аварии и полом-
ки. Показателем безопасности самолета, учитывающим наиболее
тяжелые летные происшествия, является налет на катастро-
фу— Ткат [ч]:

^"кат —

кат»

(1.4)

• где тгКат — суммарное число катастроф по КПН на всем парке са-
молетов данного типа за рассматриваемый календарный период
эксплуатации.

В практике международной организации гражданской авиации
(ИКАО) используются обратные значения указанных выше пока-
зателей безопасности:

Кл.п — число летных происшествий на 100 тыс. ч налета или на
100 тыс. посадок; ККат— число катастроф на 100 тыс. ч налета или
на 100 тыс. посадок.

Для пассажирских самолетов самостоятельное значение приоб-
рел показатель безопасности, учитывающий вместимость самолета
и тяжесть катастроф. Таким показателем является объем пас-
сажирских перевозок, приходящийся на одного
погибшего пассажира—Ап [пасс.-км]

я

^/пасс^/рейс

где «гпасс-—число пассажиров в 1-м рейсе; /грейс—налет в километ-
рах в 1-м рейсе; А — число рейсов всех самолетов данного типа за
рассматриваемый период эксплуатации;

пп— суммарное число погибших пассажиров за рассматривае-
мый период в результате катастроф по КПН самолетов данного
типа.

Количественные показатели живучести отражают различную
степень уязвимости самолета:-

вероятность сохранения работоспособности
после воздействия поражающих средств — Лкив ха-
рактеризует способность самолета выполнить полетное задание и
нормально возвратиться на аэродром;

вероятность возвращения на свою территорию
после воздействия поражающих средств — Рв03 оце-
нивает возможность возвращения самолета даже с аварийными
повреждениями и вынужденной посадкой;
вероятность выживания экипажа и пассажиров
после воздействия поражающих средств — Рвьш
оценивает эффективность средств защиты и аварийного поки-
дания.

Оценка показателей живучести проектируемого самолета может
быть выполнена на основе моделирования условий поражения и осо-
бенностей конструкции самолета.

1.3. ВЗАИМОСВЯЗЬ ЭФФЕКТИВНОСТИ, НАДЕЖНОСТИ
И ЖИВУЧЕСТИ САМОЛЕТА

Самым общим свойством, отражающим техническое со-
вершенсТБо самолета, является эффективность. Для количествен-
нои оценки этого свойства нужен показатель, который бы в
одной размерности включал показатели других свойств самолета,
определяющих успешность его функционирования. Одним из пока-
зателей реальной эффективности самолета, учитывающим разно-
характерные его свойства, является вероятность выполнения типо-
вого полетного задания — РЭф.р. Эту вероятность удобно предста-
вить как произведение трех вероятностей: выполнения полетного
задания при абсолютной надежности и живучести, которую назы-
вают показателем исходной эффективности — РЭф.и; надежной ра-
боты самолета, как показателя его надежности — РНад; сохранения
живучести самолета, как показателя его живучести — Ржив

эф.р * эф.и

жив*

(1.6)

• Значение показателя исходной эффективности определяется, в
основном, летно-тактическими характеристиками (ЛТХ), такими
как максимальная скорость, минимальная высота полета, манев-

ренность, точность систем

"“•Дли и >ЙгУ,‘|||	• --   а-

ность и др.

навигации и наведения, грузоподъем-

Показатель надежности самолета, в свою очередь, можно пред-

ставить как произведение вероятности готовности самолета к вы-
полнению полетного задания — Кт на вероятность безотказной ра-
боты самолета за время выполнения полетного задания — Р(т).

^над = ^(4	(1.7)

Если, например, истребитель-перехватчик многократно выпол-
няет полетное задание по перехвату воздушной цели, то в ряде
случаев полетное задание не выполняется и при надежной работе
самолета, а также при полном сохранении живучести. Это может
произойти, если цель сманеврировала с очень большой перегрузкой
или скрылась в складках местности и перехватчик из-за недоста-
точно высокой разрешающей способности канала сопровождения
потерял ее. Цель может остаться не перехваченной при недостаточ-
ной точности наведения. Подобные случаи являются следствием
конкретных значений ЛТХ самолета и учитываются показателем
исходной эффективности. Значение РЭф.и всегда меньше единицы.
Но полетное задание может быть не выполнено и по причине
ненадежной работы материальной части самолета. В одних случа-
ях на момент получения задания самолет оказывается неготовым к
вылету по ряду причин. Или на нем проводятся регламентные ра-
боты, или доработка конструкции по техническому, бюллетеню, или
устраняются возникшие неисправности. Эти случаи отражают та-
кое свойство самолета, как ремонтопригодность, входящее в более
общее свойство — надежность. Они учитываются таким показате-
лем ремонтопригодности, как установившееся значение вероятно-
сти готовности самолета к вылету — коэффициент готовности Кг.
В других случаях невыполнение полетного задания происходит
из-за отказа самолета в воздухе. Эти случаи характеризуют такое
свойство самолета, как безотказность, и количественно учитывают-
ся таким показателем безотказности, как вероятность безотказной
работы за время выполнения полетного задания. Значение Р(т),
как и любой вероятности всегда меньше единицы.

Наконец, полетное задание может быть не выполнено в ряде
случаев из-за утраты самолетом работоспособности вследствие
воздействия на него поражающих средств или попадания его в
.нерасчетные условия эксплуатации. В этих условиях проявляется
такое свойство самолета, как живучесть. Количественно эти случаи
учитываются вероятностью сохранения живучести самолета Акив.

Применительно к транспортным самолетам, для обобщенной
оценки их экономической эффективности, используется показатель
производительности самолета на единицу затрат. И в него в каче-
стве множителей входят вероятности надежной работы и сохране-
ния живучести самолета^	—-----

А—. р р \	/1

* над* жив» \

-- >

где А — производительность самолета на единицу затрат; т — мас-
са перевозимого груза; Ь — дальность перевозок; / — время транс-
портной операции; п — число планируемых самолето-вылетов за.
время операции; С — затраты, списываемые за время операции,
руб.; Риад — вероятность надежной работы самолета; РЖИв — веро-
ятность сохранения живучести самолета.

Таким образом, реальная эффективность охватывает все основ-
ные свойства самолета, определяющие техническое совершенство
его конструкции *.

В случае, когда самолет предназначен для выполнения сущест-
венно различных тактических задач, его эффективность может
быть оценена как математическое ожидание эффективностей при
выполнении отдельных задач. И в частные, и в обобщенные,, и в
комплексные показатели эффективности самолета входят в качест-
ве множителей показатели надежности и живучести. Оценка само-

* Под конструкцией самолета мы понимаем не только его каркас, но и
структурные, компоновочные и эксплуатационные особенности всех его систем,
включая оборудование.
лета по одному какому-либо свойству, например, по надежности в
отрыве от других свойств будет неполной и не будет способство-

вать разработке самолета с оптимальными характеристиками.

Целью создания новой конструкции самолета является получе-
ние более высокого значения показателя реальной эффективности
по сравнению с конкурирующими проектами самолетов. Анализ
формул (1.6) и (1.8) позволяет показать, что первый множитель,
оценивающий исходную эффективность, можно увеличить практи-

чески только ценой усложнения основных систем самолета и его

конструкции. Например, для обеспечения крейсерской сверхзвуко-

вой скорости полета самолета, маскимальнои

скорости

1

соответствующей числу Л4 = 3, и возможности полета на больших

высотах с низким уровнем демаскирующих признаков

необходимо

значительно усложнить оборудование, системы планера и силовой
установки. Если увеличение скорости, дальности и высоты полета,
дальности захвата и разрешающей способности бортового радиоло-
катора, точности навигационной системы и системы инструмен-
тальной посадки обычно приводит к возрастанию значения показа-
теля исходной эффективности самолета РЭф.и, то вследствие одно-
временного значительного усложнения большей части систем —

>

I

ч

ч



к снижению значении показателей
И /^жив.

надежности и живучести Рнад.

Рассмотрим числовой пример. Если условный самолет А, находящийся в экс-
плуатации, характеризуется следующими значениями показателей эффективности*
надежности и живучести:

^„ = 0.75; 7>„\д = 0,95; Рбив = 0,9; ^ф.р = 0,64,
•то для более сложного проектируемого самолета Б

РэБф.„ =0,80; РБ д =0,85; РБИВ = 0,8; РБф.р = 0,54.

Увеличение исходной эффективности самолета Б за счет его усложнения не
привело к повышению реальной эффективности из-за существенного снижения
значений показателей надежности и живучести. Другой проектируемый самолет В
характеризуется такими значениями:

рВ — п 74. рВ — л по. рВ — 0 пс. рВ — 0 70

Упрощение основных систем самолета В в сочетании с конструктивными меро-
приятиями по улучшению эксплуатационной технологичности и повышению живу-
чести хотя и вызвало некоторое снижение значения показателя исходной эффек-
тивности, но привело к существенному увеличению значений показателей надеж-
ности и живучести. В итоге самолет В по сравнению с другими самолетами (А
и Б) обладает самым большим значением показателя реальной эффективности.

Как видно из вышеизложенного, такие свойства самолета, как
надежность и живучесть, самым непосредственным образом влия-
ют на значение показателя его эффективности.

1.4.	ЭКОНОМИЧЕСКИЙ АСПЕКТ ПРОБЛЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ
НАДЕЖНОСТИ САМОЛЕТА

Оценку технического совершенства проектируемого ва-
рианта конструкции самолета можно провести с учетом стоимости
разработки и испытаний опытных самолетов, а также стоимости
изготовления и эксплуатации в пределах полного технического ре-
сурса заказываемого числа серийных самолетов. При этом подходе
минимизируется общая стоимость создания и функционирования
самолетов данного типа.

Можно написать уравнение

К

(1.9)

где Ск — общая стоимость создания и функционирования самолет-
ного комплекса в течение запланированного количества лет; Ср—
стоимость разработки и испытаний опытных самолетов и наземного
оборудования; Си, Сэ — стоимости, соответственно, изготовления и
эксплуатации потребного количества комплектов самолетов и обо-
рудования в течение запланированного количества лет; Сп — стои-
мость потерянных самолетов при авариях и катастрофах в течение
запланированного количества лет.

При сравнении вариантов конструкции проектируемого самоле-
та, отличающихся значениями показателя надежности, вге члены
этого уравнения будут принимать различные значения.

На рис. 1.2 представлена зависимость изменения общей стоимо-
сти и ее составляющих от величины показателя надежности само-
лета. Стоимость разработки Ср увеличивается по мере того, как
увеличивается заданное значение показателя надежности самолета.
Чем ближе к единице значение РИад, тем более резко возрастает
стоимость разработки. Создание самолета с очень высоким уровнем
надежности связано с большим объемом экспериментальных работ
и необходимостью резервирования многих систем. Остальные со-
ставляющие общей стоимости уменьшаются с увеличением надеж-
ности самолета, а общая стоимость создания и функционирования
самолета имеет явно выраженный минимум при определенном зна-
чении показателя надежности. Это значение показателя надежно-

сти самолета и принято считать оптимальным.
Надежность современных самолетов находится на таком уровне,

при котором оптимальное значение еще не достигнуто и мероприя-

тия по дальнейшему повышению на-
дежности приводят к снижению общих
расходов на их создание и эксплуата-
цию.

Если, например, необходимое коли-
чество самолетов составляет 500 шт.
стоимостью по 1,5 млц. долл, каждый, то
уменьшение надежности самолета с
0,95 до 0,83 потребует увеличения пар-
ка самолетов до 572. К затратам на
приобретение 72 самолетов в сумме
108 млн. долл, добавятся затраты на их

Рис. 1.2. Зависимость изменения составляющих
суммарной стоимости создания и функциониро-
вания парка самолетов от величины показате-
ля надежности самолета
Рис. 1.3. Увеличение количества элементов бортового
оборудования самолетов по годам

обслуживание в течение 10 лет в сумме 144
млн. долл. Общие расходы, вызванные
снижением надежности самолета, со-
ставят 252 млн. долл.

Следствием недостаточно высокой на-
дежности современных самолетов является
большая сумма затрат на их обслуживание.
Проведенный анализ показал, что эксплуа-
тационные расходы для самолета, изготов-
ленного в 50-х годах, в три с лишним раза
превысили его закупочную цену. Эксплуата-
ционные расходы более дорогих современ-

1990 1995 1950 19551960 1965

Годы

ных сверхзвуковых самолетов в два с лишним раза превосходят
расходы на их приобретение.

Наибольшую долю эксплуатационных расходов составляют за-
траты на запасные двигатели и их капитальный ремонт, которые
в данном случае составили 28%. Средняя стоимость капи-
тального ремонта двигателя составляет от 15 до 30% его
закупочной цены.

1.5.	ЗНАЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ САМОЛЕТА

Надежность является одним из основных свойств совре-
менного самолета. Этому способствовали два обстоятельства в раз-
витии авиационной техники:

1)	усложнение самолета;

2)	повышение ущерба от отказа самолета.

Усложнение самолета явилось следствием постоянного стрем-
ления увеличить его эффективность. С этой целью самолет осна-
щается сложным радиоэлектронным оборудованием, решающим
задачи боевого применения, автоматического управления полетом,
автономной навигации, связи и др.

Улучшение летно-тактических данных самолета (увеличения
максимальной скорости и дальности полета, уменьшения взлетно-
посадочной дистанции и минимальной рабочей высоты полета) так-
же связано с усложнением его систем.

Усложнение самолета можно наглядно проследить на примере
роста количества элементов электронной аппаратуры бомбарди-
ровщиков фирмы Боинг по годам (рис. 1.3).

Если на самолетах В-17 и В-29 применялось оборудование, со-
стоящее из 1000—2000 элементов, то на самолете В-58 количество
элементов возросло до 95 000, а на сверхзвуковом стратегическом
бомбардировщике В-70 предполагалось использовать электронное
оборудование, насчитывающее 150000 элементов.

Около 300 000 деталей составляют систему управления амери-
канской баллистической ракеты «Атлас».
1,4

350

Рис. 1.4. Зависимость среднегодового на-
лета самолета от количества неисправ-
ностей

В то же время, если для без-
отказной работы самолета требу-
ется, чтобы безотказно работало
определенное количество элемен-
тов, то вероятность безотказной
работы самолета равна произве-
дению вероятностей безотказной

работы этих элементов.

Это правило, называемое законом 'умножения вероятностей,

позволяет сделать заключение о том, что чем сложнее система, тем.
ниже ее надежность при одинаковой безотказности элементов без

резервирования.

Если для простоты оценки предположить, что вероятность всех

элементов системы одинакова, то

Рс(т)=Л"(г),

(1.Ю)

где Рс(т)—вероятность безотказной работы системы за время т;
РДт) —вероятность безотказной работы элемента за время т; п—
количество элементов, от которых зависит безотказная работа си-
стемы.

Насколько сильно влияет количество элементов на безотказ-
ность системы видно из следующего условного примера. При доста-
точно высокой безотказности элемента, оцениваемой значением
Рг (т) =0,999, но при числе п=1000, по формуле (1.10) получаем
очень низкое значение вероятности безотказной работы системы
Рс(т)=0,37. Благодаря применению резервирования (особенно в-
электронных схемах) значение показателя безотказности систем
самолета удается увеличить до приемлемой величины.

к Стремление конструктора повысить эффективность самолета
’ приводит к значительному усложнению основных его систем, а это
] в свою очередь снижает надежность самолета, из-за чего его эф-
I фективность не повышается. Избежать неблагоприятного влияния
усложнения систем на надежность самолета удается только при-
менением специальных методов, которые разрабатываются в теории
надежности.

Повышение ущерба от отказов самолета наиболее остро прояв-
ляется при авариях и катастрофах. Ущерб от катастрофы самолета
типа ПС-10 несравнимо больший, чем от катастрофы самолета типа
ПС-3 в прошлом.

Ущерб от недостаточной надежности самолета проявляется
также и в частой неготовности самолетов к полету, что в свою
очередь влияет на величину среднегодового налета самолетов.
Ущерб от простаивающих из-за неисправностей самолетов может
достигать десятков миллионов рублей в год.
На рис. 1.4 представлена зависимость среднегодового налета
самолета от количества неисправностей.

Оба отмеченных выше фактора: снижение надежности из-за
усложнения систем и повышение ущерба от отказов привели к то-
му, что показатель надежности стал важнейшей технической ха-
рактеристикой самолета. А повышение надежности авиационной
техники является научно-технической задачей государственного
значения.

1.6. КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Основные понятия и определения терминов, принятых в теории и
практике оценки надежности, безопасности и живучести, изложенные в данной
главе, будут использоваться во всех последующих главах.

Количественные показатели надежности, безопасности и живучести являются
основой для практически эффективного совершенствования структуры важнейших
систем и конструкции агрегатов самолета.

Очень важно четко представлять взаимосвязь рассматриваемых свойств са-
молета: безопасности, безотказности, эксплуатационной технологичности, долго-
вечности, сохраняемости и живучести. В конечном счете все эти свойства самым
непосредственным образом влияют на реальную эффективность самолета. Улуч-
шая ЛТХ и усложняя самолет, можно получить обратный результат, т. е. снизить
реальную его эффективность.

Экономический анализ наглядно демонстрирует рациональность повышения
надежности самолета до определенного и достаточно высокого уровня.

Понимание истоков и основных причин резкого обострения проблемы надеж-
ности сложных изделий в период НТР и, в частности, проблемы надежности но-
вых самолетов, позволит молодым специалистам вести целенаправленную работу
по улучшению эксплуатационных свойств их разработок.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	В чем различие и что общего между безопасностью и безотказностью са-
молета, между безотказностью и живучестью?

2.	Как ЛТХ самолета влияют на его безопасность, безотказность, долговеч-
ность и живучесть?

3.	Возможно ли создать абсолютно надежный и безопасный самолет?

4.	В чем различие между отказом и неисправностью самолета?

5.	В газетах иногда можно прочитать сообщения о том, что при заходе на
посадку потерпел аварию пассажирский самолет и имеются человеческие жертвы
среди пассажиров и экипажа или что во время маневров потерпел катастрофу
истребитель ВВС, а пилот катапультировался и остался невредим.

Какие терминологические ошибки допущены в первом и втором текстах?

6.	Может ли налет на катастрофу самолета данного типа за определенный
период эксплуатации парка быть меньше налета на летное происшествие и по-
чему?
ГЛАВА 2

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ НАДЕЖНОСТИ

2.1.	КРАТКИЙ ОБЗОР ПУБЛИКАЦИЙ ПО НАДЕЖНОСТИ
ТЕХНИЧЕСКИХ УСТРОЙСТВ

Теория надежности технических устройств особенно бур-
но начала развиваться в последние десятилетия.

Советская школа теории надежности, возглавляемая академи-
ком АН УССР Б. В. Гнеденко, заняла ведущие позиции
в мире.

Выдающимся представителем этой научной школы является
.профессор И. А. Ушаков, труды которого по оптимизации струк-
тур сложных систем и многим другим актуальным вопросам суще-
ственно развили теорию надежности. Опубликованные за последнее
десятилетие работы обеспечили формирование теории надежности
авиационной техники с конкретными методами, успешно реализуе-
мыми на практике.

Теория надежности силовых элементов планера самолета в
аспекте сопротивления усталости успешно развивается в трудах
ряда ученых. Методы расчета долговечности деталей механизмов
«разрабатываются в работах проф. В. П. Когаева. В учебном посо-
бии проф. Б. В. Бойцова «Надежность шасси самолета», Машино-
строение, 1976 г., изложен общий подход к оценке ресурса на эта-
пе проектирования.

Концепции и методы вероятностного расчета конструкций, раз-
работанные чл.-корр. АН СССР В. В. Болотиным, составили осно-
вы теории вероятностной прочности. В отличие от традиционной
детерминированной прочности вероятностная прочность рассматри-
вает внешние нагрузки и несущую способность конструкции как
случайные величины с их реальными разбросами. Такой подход
позволяет существенно уточнить расчеты на прочность и повысить
весовую эффективность конструкции планера самолета при задан-
ной безопасности и долговечности. Это направление успешно раз-
вивается в работах А. А. Кузнецова, Л. А. Малашенко, В. Ф. Глад-
кого, В. И. Перлика, Д. Д. Никозакова и В. И. Кукуш-
кина.

Метод синтеза структуры гидросистем самолета, отвечающей
заданным значениям показателей безопасности и надежности, из-
ложен в книге проф. А. М. Матвеенко «Аналитическое проектиро-
вание гидравлических систем летательных аппаратов», Машино-
строение, 1977 г. Широкому кругу вопросов надежности механиче-
ских устройств посвящена работа проф. А. С. Проникова «Надеж-
ность машин», Машиностроение, 1978. Теория имитационного ана-
лиза и синтеза рациональных структур систем самолета успешно
развивается проф. Л. Г. Райковым («Имитационный синтез ЛА»,
МАИ, 1982).

2.2.	ПОНЯТИЕ ОТКАЗА КАК СЛУЧАЙНОГО СОБЫТИЯ

В какой-то момент полета в редких случаях может про-
изойти нарушение работоспособности — отказ одной из систем,
следствием которого является невыполнение полетного задания.

Почему же агрегат, комплектующее самолет изделие или си-
стема самолета, которые разрабатывались на самом высоком тех-
ническом уровне с использованием научно обоснованных методик
и опыта конструирования аналогов, которые изготавливались в
полном соответствии с техническими условиями и которые экс-
плуатировались на самолете строго по проверенной на практике
инструкции и обслуживались по утвержденному регламенту, все .
же отказывают с очень малой вероятностью в случайные моменты
Времени полета?

Объективные причины того, что отказ или неисправность явля-
ются случайными событиями и мы не можем заранее точно опре-
делить — в какой момент они произойдут, делятся на две группы.
К первой группе относятся причины, вызванные различием в изго-
товлении всех экземпляров самолетов данного типа: а) разброс
физических и прочностных характеристик исходных материалов;
б) случайное сочетание геометрических параметров подвижных и
неподвижных соединений в пределах предусмотренного чертежом
поля допусков; в) нестабильность технологических' процессов.
К второй группе относятся причины, вызванные не абсолютной
идентичностью режимов полета и условий эксплуатации самолетов
данного типа: а). случайный характер сочетаний внешних воздей-
ствий и нагрузок; б) отклонения ожидаемых условий эксплуатации
(ОУЭ) от фактических в различных климатических зонах; в) от-
личие внешних условий работы в полете и при стендовой отработке
систем, где не воспроизводятся положительные и отрицательные
перегрузки, углы атаки, турбулентность атмосферы, реальные уров-
ни вибраций, грозовые разряды и др.

Отказы систем самолета невозможно полностью исключить, но
их количество по времени можно прогнозировать на основе мето-
дов расчета безотказности, а главное предупредить их опасные по-
следствия. Случайные события и случайные процессы изучаются в
теории вероятностей, технической статистике, теории массового об-
служивания и теории восстановления. Все это вместе образует ос-
нову математических методов теории надежности.

2.3.	ВИДЫ ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ

Правильная классификация отказов и неисправностей
позволяет .исключить возможные ошибки при применении формул
теории надежности в процессе расчетов безотказности и оценке зна-
чений показателей безотказности по результатам испытаний и экс-
плуатации изделий авиационной техники.

Отказы как случайные события по характеру проявления могут
быть: зависимыми и независимыми; совместными и несовместны-
ми; постепенными и внезапными.

Независимыми называются отказы, вероятности появления ко-
торых не зависят друг от друга. Если же отказ одного устройства
.вызван отказом других устройств самолета, то такой отказ будет
событием зависимым.

Совместными называются отказы отдельных элементов системы,,
которые одновременно происходят в процессе ее работы.

Несовместными называются такие отказы, из которых никакие
два не могут произойти одновременно.

Постепенные отказы возникают в результате изменения во вре-
мени тех параметров, которые определяют момент отказа в ре-
зультате старения, изнашиваемости, усталостной повреждаемости
и коррозии. Изменение таких параметров конструкции в процессе
эксплуатации можно фиксировать, прогнозировать момент вероят-
ного нарушения работоспособности и предотвращать отказ своевре-
менной профилактической заменой деталей или ремонтом.

Внезапными называются такие отказы, на вероятность возник-
новения которых не влияют налет и календарная продолжитель-
ность эксплуатации самолетов.

Для анализа причин возникновения отказов и неисправностей
изделий авиационной техники с целью разработки эффективных
мероприятий по повышению отказобезопасности и безотказности
важное значение имеет их классификация по следующим факторам.

1.	По моменту фиксации:

на земле (при обслуживании самолета); в воздухе; во время
выполнения полетного задания (рейса); при заводских испытаниях
самолета (приработочные отказы и неисправности).

2.	По последствиям:

без последствий; вызвавшие возвращение со старта; приведшие
к невыполнению полетного задания (рейса); вызвавшие особую
ситуацию в полете или предпосылку к летному происшествию;
приведшие в числе других причин к летному происшествию.

3.	По причинам: конструктивно-производственные недостатки;
ошибки наземного технического состава, ошибки летного, состава;
внешние или случайные причины.

4.	По способу устранения: при оперативном техническом обслу-
живании; при периодическом техническом обслуживании; при про-
филактическом ремонте.

Наибольшую трудность для выявления и устранения представ-
ляют самоустраняющиеся отказы. Например, переменный электри-
ческий контракт или переменное залипание золотника гидравличе-
ского усилителя системы управления самолетом.

Отказ какого-либо устройства не всегда приводит к отказу си-
стемы, куда это устройство входит. Если отказавшее устройство за-
резервировано или в момент его отказа система уже выполнила
свою функцию в данном полете, то для системы фиксируется толь-
ко неисправность.

Когда самолет возвращается и фиксируется выполнение полет-
ного задания, то это означает, что все его основные системы рабо-
тали безотказно. В то же время при послеполетной проверке часто
выявляется ряд отказов отдельных устройств, которые для самоле-
та в целом квалифицируются как неисправности.

Если количество отказов основных систем самолета влияет на
значение показателя его безотказности, то от количества неисправ-
ностей зависит величина коэффициента готовности самолетов дан-
ного типа и их удельная суммарная трудоемкость технического
обслуживания. Количество неисправностей, выявляемых на совре-
менных самолетах в процессе эксплуатации за определенный ка-
лендарный период, на порядок и более превышает количество от-
казов.

2.4.	ДИСКРЕТНЫЕ СЛУЧАЙНЫЕ ВЕЛИЧИНЫ И ВЕРОЯТНОСТИ
ИХ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ

Случайной величиной называется переменная величина,
которая количественно характеризует случайное событие и может
принимать то или иное (но только Одно) случайное значение.

Случайные величины делятся на непрерывные и дискретные.
Примером непрерывной случайной величины может служить время
Лолета до отказа данной системы самолета. В одном случае отказ
произошел через 5 мин после вылета, в другом случае — через
1 ч 10 мин, в третьем — через 2 ч 08 мин, а в большом числе других
полетов отказа данной системы вообще не было.

Непрерывная случайная величина может принимать какие угод-
но значения в диапазоне ее существования и число возможных ее
значений бесконечно. Примером дискретной случайной величины
может служить число неисправных самолетов за данный календар-
ный период эксплуатации.

Дискретная случайная величина может принимать только фик-
сированные, обычно целочисленные значения и число возможных
ее значений конечно. Каждое значение дискретная случайная вели-
чина принимает с какой-то определенной вероятностью. Вероят-
ность— это численная мера объективно существующей возможно-
сти появления (или непоявления) изучаемого события.

Вероятностью называется отношение числа интересующих нас
событий к общему числу рассматриваемых событий.

Если мы знаем вероятности всех значений, которые может при-
нимать дискретная случайная величина, то совокупность всех этих
вероятностей называется рядом распределения или распределением
вероятностей. И хотя сама величина является случайной, распре-
деление вероятностей ее значений часто подчиняется определенным
закономерностям.

Законом распределения случайной величины называется соот-
ношение, позволяющее определить вероятность ее возможного зна-
чения. Часто встречающиеся на практике и аналитически описан-
ные законы распределения получили специальные названия. Напри-
мер, для дискретных случайных величин: биномиальный закон и
закон Пуассона.

Если было испытано п агрегатов и за время испытаний т отка-
зало к агрегатов, то отношение к)п называется частотой отказа.
При увеличении числа п, т. е. при п->оо, отношение к!п стремится
к некоторому положительному числу. Согласно статистическому
определению вероятности при л->оо

д, причем 0<#<С1,

(2.1)

где </— вероятность отказа.

Если число рабоспособных в момент окончания испытаний агре-
гатов обозначить т, то к+т—п и

Если	——и — —> Р, то	(2.3)

п	п

где Р — вероятность безотказной работы.

Вероятностью случайного события называется постоянное чис-
ло, около которого группируется частота этого события, т. е. отно-
шение числа испытаний, в которых появилось данное событие, к
общему числу испытаний.

Событие, вероятность которого равна единице, называется до-
стоверным. Событие, вероятность которого равна нулю, называет-
ся невозможным. Полной группой событий является такая группа,
сумма вероятностей которых равна единице. Если полная группа
состоит из двух событий, то они называются противоположными.
Примером противоположных событий являются отказ и безотказ-
ная работа агрегата. В полной группе событий хотя бы два явля-
ются несовместными.

Распределение вероятностей дискретной случайной величины
рассмотрим на примере двигателей самолета, в которых после по-
лета обнаруживается неисправность.

Пример 1. Трехдвигательный самолет совершил 100 полетов. В процессе
послеполетных подготовок выявились неисправности двигателей, возникшие в
полете. Обозначим:

№ — общее число полетов — 100);

Л'о — число полетов, после. которых не обнаружено неисправных двигателей;

№1 — число полетов, после которых неисправность обнаружена на одном двига-
теле;

Л'2 — число полетов, после которых неисправности обнаружены на двух двига-
телях; „

— число полетов, после которых неисправности обнаружены на всех трех дви-
гателях;

к — число двигателей, на которых после полета обнаружена неисправность (слу-
чайная величина, которая для трехдвигательного самолета принимает следующие
дискретные значения: 6, 1, 2, 3).
Рис. 2.1. Распределение вероятностей
дискретной случайной величины (числа
неисправных двигателей)

Послеполетные проверки выявили
следующие данные:

ДГ0 = 72;	= 25;	= 3; ЛГ3 = 0.

Необходимо определить опытные зна-
чения вероятностей каждого значения
дискретной случайной величины. Обозна-
чив соответственно

3»(А = 0) = <?0;

получим следующие опытные значения вероятностей

Оо = Ло^ = 0,72;	= 0,25; (& =	= 0,03;

Р3 = ДГ3/ЛГ=0.

Сумма вероятностей всех возможных значений дискретной случайной величи-
ны равна единице, поскольку соответствующие каждому значению случайной ве-
личины события образуют полную группу и являются несовместными:



Полученные по опытным данным значения вероятностей образуют ряд рас-
пределения. Более наглядно распределение вероятностей дискретной случайной
величины может быть представлено графически (рис. 2.1) в форме многоугольни-
ка распределения, "если по оси абсцисс откладывать значения случайной величи-
ны, а по оси ординат — значения соответствующих вероятностей.

Опытное значение вероятности обнаружения неисправности двигателя после
полета вообще определится как отношение суммарного числа полетов, после ко-
торых обнаруживались неисправности, к общему числу полетов всех двигателей

25 + 2-3

3-100

= 0,103.

Одним из описанных законов вероятностей дискретных случай-
ных величин является биномиальное распределение. Оно позволя-
ет определить, например, вероятности неисправности к двигателей
из п, имеющихся на самолете, зная значение вероятности неисправ-
ности двигателя данного типа д

(2.4)

где С» — число сочетаний из п по к

^.к	п\

-- •
Л! (л —/г)!

Если вероятности чисел неисправных двигателей в примере 1

имеют биномиальное распределение, то по формуле (2.4) получим:
^^=Р3; <21=№д; ^2 = ЗРд^ С^=д\ где Р=1-д.

Записав тождество по правилу Ньютона

1 = (р+<7)3=Р3 +ЗР^ + ЗР^+д\
заметим, что полученные в формуле (2.4) вероятности являются
членами разложения по биному Ньютона (отсюда и название за-ч
кона распределения) и сумма всех вероятностей равна единице.

• Пример 2. Требуется определить вероятности неисправностей нуля, 1, 2 *й
3 двигателей одновременно трехдвигательного самолета при послеполетной под-
готовке, если 7=0,1. По формуле (2.4) получим: <?о = 0,729; <21 = 0,243; —
= 0,027; <2з = 0,001.

2.5.	ЧИСЛОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДИСКРЕТНЫХ СЛУЧАЙНЫХ ВЕЛИЧИН

Наряду с распределением вероятностей случайную ве-
личину оценивают еще и по другим числовым характеристикам.

Математическое ожидание — среднее значение случайной вели-
чины, определяемое как сумма произведений возможных значений
случайной величины на их вероятности

Л1(й) = 2Ш-	(2-5)

1 = 0

Для условий примера 1 опытное значение математического ожи-
дания определится по формуле (2.5):

М (к)= кср —

р.72 + 1-25 + 2-3 + 3-0

100

= 0,31.

Для биномиального распределения математическое .ожидание
определяется следующей формулой:

М(к) = пд.	(2.6)

При условиях примера 1, принимая распределение вероятностей
числа неисправных двигателей биномиальным, воспользуемся фор-
мулой (2.6)

Д4(6)=3-0,103 — 0,309.

В числе характеристик, оценивающих разброс случайной вели-
чины около ее среднего значения, важнейшей является дисперсия.

Дисперсия — среднее значение квадрата отклонения случайной
величины от ее математического ожидания

о (к}=м [ к - М( *)]2=2м (

1 = 0

(2.7)

В случае данных примера 1: 6 = 0, 1, 2 и 3; Л4(6)=0,31.

Ь(6) = (0—0,31)2-0,72+ (1—0,31)2-0,25+ (2—0,31 )2-0,03 +
+ (3—0,31)2-0 = 0,069 + 0,119 + 0,086 = 0,274.

Для биномиального распределения

1Э{к)=пдР.	(2.8)

Подставляя исходные данные примера 2 в формулу (2.8), по-
лучим Р (6) = 3 • 0,1 • 0,9 = 0,270.
Дисперсия обозначается еще через о2(&), т. е. И (к) — о2(&), где
о (к) характеризует рассеивание в той же размерности, что и сама
случайная величина, и называется средним квадратическим откло-
нением



<2.9>

Физический смысл математического ожидания легко уяснить,
анализируя формулу (2.5). Математическое ожидание численно
характеризует центр рассеивания случайной величины с учетом ве-
роятностей тех или иных ее значений.

На рис. 2.1 случайная величина меняется от 0 до 3. Но центром
рассеивания оказывается не значение 1,5, а с учетом данного рас-
пределения вероятностей 0,31.

Дисперсия или среднее квадратическое отклонение численно ха-
рактеризуют рассеивание случайной величины от центра, также с
учетом распределения вероятностей. Чем больше вероятность тех
значений случайной величины, которые дальше отстоят от центра
рассеивания, тем больше будут дисперсия и среднее квадратиче-

ское отклонение.

Отношение среднего квадратического отклонения к математиче-
1	1

скому ожиданию называется коэффициентом вариации

У(к)

М(к)

(2.10>

Коэффициент вариации показывает рассеивание в относительных
единицах, например, в %.

Для данных примера 1 V (к)—

0,31

Для данных примера 2 и биномиального распределения

В последнем .случае V(к) составляет 173% от М(к). Из приве-
денных выше числовых оценок можно заключить, что опытное рас-
пределение, полученное по данным примера 1, хорошо аппроксими-
руется биномиальным законом.

2.6.	НЕПРЕРВНЫЕ СЛУЧАЙНЫЕ ВЕЛИЧИНЫ И ФУНКЦИИ
ИХ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ

Уже отмечалось, что непрерывная случайная величина
может принимать какие угодно значения во всем диапазоне ее реа-
лизаций. Наиболее характерным примером непрерывной случайной
величины является налет самолета до неисправности.

А вот вероятность принятия непрерывной случайной величиной
того или иного постоянного значения равна нулю

^Р{т0—/1)=0.	(2.11>
Рис. 2.2. Плотность вероятностей непрерывной случайной
величины

Действительно, даже в самом малом отрез-
ке изменения количество возможных постоян-
ных значений бесконечно велико, а, следова-
тельно, вероятность принятия ею одного из
этих значений равна нулю.

Если мы возьмем большой налет само-
лета I, за время которого неисправность обя-
зательно произойдет, то можно написать, что

& {т0<^) = 1-

Здесь везде То — случайное время налета самолета до неисправ-
ности.

Для непрерывных случайных величин используется понятие
плотности распределения вероятностей или проще — плотности ве-
роятностей. Будем обозначать плотность вероятностей

На рис. 2.2 изображена функция плотности распределения веро-
ятностей непрерывной случайной величины. Рассмотрим вероят-
ность попадания случайной величины То в интервале А/ вблизи 1\.
Вероятность &{/1 ^То^'Л + А/} оказывается равной площади пря-
моугольника со сторонами /(/1) и А^, т. е. можно записать, что
^{А^СТо^С А + А^} = ДЛ)А^, откуда



/(*1)=

м

(2.12)

Физический смысл плотности вероятностей состоит в том, что она
указывает, как часто появляется случайная величина в малой ок-
рестности 1\ при повторейии испытаний.

Зная функцию /(О, можно определить вероятность попадания
случайной величины в интервал, например, от а до Ъ\

ь

{а < т0 < *} = $а,& = С / (I) (II.	(2.13)

<7
а

Кроме плотности распределения вероятностей для характери-
стики непрерывных случайных величин применяется так называе-
мая интегральная функция распределения вероятностей

I

Д(7) — Г /(/)<//.	(2.14)

ОО

Функцию распределения называют еще законом распределения ве-
роятностейГслучайной величины. Из формулы (2.14) видно, что
функция распределения — это вероятность того, что случайная ве-
личина То обязательно находится в интервале от —оо до I, т. е.

^(0

& {То < /]•
Для непрерывной случайной величины, для которой множество воз-
можных значений несчетно, и приписать каждому возможному зна-
чению определенную вероятность оказывается невозможным, ис-
пользуется понятие функции распределения.

Функция распределения — вероятность принятия случайной ве-
личиной значения/меньшего данной постоянной величины.

Каковы основные свойства функции распределения?

1) Р (/) —неубывающая функция;

2) /Д-роо)

Нт Л (/)

/~>ОО

1; Л(—со) = Ит Р 0;

I ->— оо

3) /(/)

Р' (/).

Мы рассмотрели интегральную функцию распределения вероят-
ностей случайной величины Р{1} и плотность распределения вероят-
ностей случайной величины /(/), которую также называют диф-
ференциальной функцией распределения вероятностей случайной
величины.

Наряду с этими двумя функциями распределения для непре-
рывных случайных величин также существуют и числовые харак-
теристики, такие как математическое ожидание и дисперсия

// (/)д7;

(2.15)

/>(т0)= [/-Л4(т)]2/(О^.	(2.16)

V
-ОО

Так же как для дискретных случайных величин существуют теоре-
тические распределения вероятностей (биномиальное, Пуассона
и др.), так и для непрерывных случайных величин описан ряд
функций распределения. Рассмотрим наиболее часто встречающие-
ся распределения.

Экспоненциальное (показательное) распределение. Формулы,
описывающие экспоненциальную функцию распределения, относи-
тельно просты, вследствие чего производство расчетов сильно уп-
рощается. С другой стороны, обработка статистического материа-
ла по отказам сложных систем приводит к функциям распределе-
ния, очень близким к экспоненциальным. Эти два обстоятельства
сделали экспоненциальную функцию наиболее употребимой при
оценке безотказности самолетных систем.

Функция распределения и плотность для экспоненциального за-
кона распределения определяются по следующим формулам:

^(/)=1-е-^; /(/)=Хе-х*;	(2.17)

где Л=?оп81
леиия; 1^0.

2—943

Ж*о)=-“-;	РЛ(т0)=1,

Л	Л

постоянный параметр экспоненциального распреде-

33

1*
Рис. 2.3. Характер протекания кривых
интегральной и дифференциальной
функций для экспоненциального рас-
пределения времени безотказной ра-
боты

Рис. 2.4. Характер протекания кривой
плотности для нормального распреде-
ления времени безотказной работы

На рис. 2.3 представлены типовые интегральная и дифференци-
альная функции распределения для экспоненциального закона.

Распределение Гнеденко— Вейбулла. В отечественной литерату-
ре по надежности этот теоретический закон связывают с именем
Б. В. Гнеденко, поскольку он первым доказал, что это одно из рас-
пределений экстремальных значений.

Плотность распределения налета до отказа по этому двухпара-
метрическому закону выражается формулой

/ (0= -7- ехр [—/"7/оЬ
‘о

(2.18)

где т — параметр формы, определяемый в результате обработки’
статистических данных; —параметр масштаба, также определяе-
мый. по фактической статистике графическим методом с использо-
ванием уравнений (4.5) и рис. 4.8.

Вероятность безотказной работы за время 1 определяется так



Р (/)=ехр [ —/от//0].

(2.19) '

Интенсивность отказов при налете / определяется формулой

Х(()	(2.20)

Вариация двух параметров этого распределения обеспечивает
хорошую аппроксимацию широкого класса фактических зависимо-
стей, получаемых при обработке статистики отказов. При т—\
это распределение вырождается в экспоненциальное. Интенсив-
ность отказов убывает по налету при т<1 и возрастает при т>1.

Нормальное распределение. В отличие от рассмотренных выше
теоретических законов, нормальное распределение можно использо-
вать для непрерывных случайных величин, изменяющихся во всем
диапазоне числовой оси от —оо до 4-оо.
Плотность нормального распределения принимает значения,
определяемые формулой

/(%)=-----^=-ехр Г—(*~-а->г1,	(2.21)

7	4/2л Е 242	]’	'	'

где а и Ь — постоянные параметры нормального распределения,
причем 6>0.

На рис. 2.4 показана типичная колоколообразная кривая плотно-
сти нормального распределения. Она отличается двумя характер-
ными свойствами: при х=а /(х) =тах, так как показатель степени
ехр в формуле (2.21) обращается в нуль; симметрия кривой плот-
ности распределения определяется наличием в степени ехр квад-
рата члена (х—а).

Из симметрии плотности ясно, что среднее значение случайной
величины равно а, т. е. М(х)=а. Мы видим, что первый параметр
нормального распределения а имеет простой физический смысл.
Это математическое ожидание случайной величины.

Второй параметр этого распределения также имеет простой
физический смысл. Это среднее квадратическое отклонение слу-
чайной величины, т. е. Ь = о(х).

Коэффициент вариации для нормального распределения равен
V (х) =Ь/а = а(х) /М (х).

Функция нормального распределения или вероятность отказа в
диапазоне значений аргумента (налета), при котором плотность
еще практически равна нулю, также равна нулю. Затем на участке
возрастания плотности до максимального значения интегральная
функция резко увеличивается до значения Е(/) =0,5. Далее на уча-
стке падения плотности вероятность отказа продолжает увеличи-
ваться, но все менее резко, асимптотически приближаясь к значе-
нию = 1.

Если в качестве аргумента для нормального распределения ис-
пользуется время налета, то появляется ограничение: кривая плот-
ности /(/) должна целиком располагаться правее начала коорди-
нат, т. е. Л4(^)>3о, поскольку ^>0. Теоретически распределение
времени налета может быть только усеченным нормальным.

Усеченное нормальное распределение случайной величины полу-
чается из нормального при ограничении интервала изменения этой
величины. Вне ограниченного интервала аргумента плотность усе-
ченного нормального распределения /у(^)=0.

Если ограничить значение налета интервалом от 1\ до 12, то
.плотность усеченного нормального распределения будет опреде-
ляться по формуле

где

(2.22)
	0	1	2	3	4
Мх)  Го(х)	0,3989 0),5	0,2420  0,8413	0,0540  0,9772	0,0044 0,9986	0,0001  0,9999

Ео— нормированная интегральная функция нормального рас-
пределения при ЛК = 0 и 07=1.

Плотность нормированного нормального распределения зависит
только от значения аргумента

График плотности нормированного нормального распределения
располагается симметрично относительно начала координат. Левая
его ветвь соответствует отрицательным значениям аргумента, пра-
вая— положительным. В табл. 2.1 представлены значения плотно-
сти /о(*) и интегральной функции Г0(х) нормированного нормаль-
ного распределения для нескольких целочисленных положительных
значений аргумента. Для отрицательных значений аргумента функ-
ция распределения определяется по формуле

(2.24)

Из табл. 2.1 видно, что при значении аргумента х== 3 (посколь-
ку €гх=1) плотность нормального распределения уже оказывается
достаточно малой и с увеличением х еще больше уменьшается.
На практике это так называемое правило трех сигм широко ис-
пользуется для упрощения обработки статистики.

Интенсивность отказов для нормального распределения явля-
ется монотонно возрастающей функцией налета I, начиная с мо-
мента /1, который соответствует началу увеличения кривой плот-
ности.

На практике часто требуется знать получающееся значение ар-
гумента (наработки) для заданного округленного значения инте-
гральной функции или вероятности. Если округленное значение
функции обозначить а, то соответствующее ему значение аргумента
обозначают

Квантилью называется значение аргумента, соответствую-
щее округленному значению функции распределения а. Квантиль
для а = 0,5 называется медианой распределения. У нормального
распределения медиана совпадает с математическим ожиданием,
т. е. 1/0,5 = М (х).

В табл. 2.2 представлены наиболее употребимые квантили нор-
мированного нормального распределения.

Например, требуется определить значение наработки, при до-
стижении которой отказывает определенный процент изделий, до-
пустим, 5%. Безотказность изделий подчиняется нормальному за-
36
а	0,90	0,95	0,99	0,999	0,9999
	1,282	1,645	2,326	3,090	3,719

кону, параметры которого Л1/ = 2000 ч и сц=100 ч. Условие
выполнено.

Округленное значение функции нормального распределения,
для которого необходимо найти соответствующее значение аргу-
мента (наработки) Е(/)=0,05. Воспользуемся табл. 2.2. Но в ней
содержатся данные, относящиеся к правой ветви нормированного
нормального распределения с /Их = 0 и ох=1. Согласно формуле
(2.24) данному условию соответствует а = 0,95. Искомое / =
= ЛД—(Лщ,= 1835,5 ч.

Кроме рассмотренных, существует еще много разнообразных
теоретических законов изменения функции распределения непре-
рывных случайных величин. Например, распределение Хи-квадрат,
гамма-распределение и др. При необходимости формулы для функ-
ций этих распределений можно легко найти в справочной литера-
туре.

Для более точного описания результатов статистических иссле-
дований можно также пользоваться композицией законов распре-
делений независимых случайных величин.

Если случайные величины г, 0 имеют соответствующие зако-
ны плотностей распределения их вероятностей А(0» /2 (О и /з(Л>
то для случайной величины ц=т+^+0 закон плотности распреде-
ления ее вероятностей Д(0 является композицией трех указанных
законов.

2.7.	ОСНОВНЫЕ СВОЙСТВА ПОКАЗАТЕЛЕЙ БЕЗОТКАЗНОСТИ

Применительно к задачам надежности интегральная
функция распределения вероятностей времени до отказа устройст-
ва количественно определяет вероятность отказа за время непре-
рывной работы Л При этом аргумент функции изменяется уже от
0 до /.

Исходя из свойств функции распределения, которая увеличи-
вается при увеличении аргумента, д(0)=0; <у(оо) = 1. Функция
<?(/) и ее производная непрерывны.

Вероятность безотказной работы за время I, как вероятность
противоположного события, дополняет до единицы вероятность
отказа

Р(0=!—?(/).

(2.25)

Вероятность безотказной работы Р(1) наиболее полно характе-
ризует безотказность агрегата или устройства за время его рабо-
ты Л Все остальные характеристики безотказности могут быть по-
лучены из аналитических зависимостей.

Средняя наработка до первого отказа Т является математиче-
ским ожиданием случайного времени до отказа То невосстанавли-
ваемых изделий

Т==7И(т0).

(2.26)

Зная интегральный закон распределения д(1), получим (см.
формулу 2.15):

С 1д' (1)сИ.

6

(2,27)

Так как д'сП=с1д (/) =—'с1Р(1) и интегрируя (2.28) по частям, за-

пишем

ОО	ОО

Т = ~ 1Р(1)	Р (I) сИ..

о б

Первый член обращается в ноль и окончательно получаем

ОО

т= С Р(1)сП.

6

(2.28)

Располагая кривой Р(/), мы можем определить Т, найдя пло-
щадь под ней методом планиметрирования. Однако, для точного
определения Т необходимо знать значения функции Р(1) и при
больших значениях I. Если мы по опытным данным строим кривую
убыли, то для определения Т мы должны дождаться отказа всех
устройств опытной партии.

Плотность распределения вероятностей времени до отказа явля-
ется дифференциалом вероятности отказа:

/(0 =

ад (О
ас

(2.29)

Статистический аналог плотности определяется как отношение
количества агрегатов, отказавших в течение рассматриваемого ин-
тервала наработки, к произведению первоначального количества
рассматриваемых агрегатов на продолжительность интервала на-
работки

Ди,
АГ0Д^- ’

(2.30)

где — количество отказавших агрегатов в 1-м интервале нара-
ботки; ^о — первоначальное количество агрегатов; Д/г— величина
1-го интервала наработки.

Интегрируя плотность распределения, получим функцию веро-
ятности безотказной работы
ОО

(2.31)

I

Интенсивность отказов Х(/) позволяет оценить безотказность
перемонтируемого изделия в данный момент времени его наработ-
ки, так как равна доле изделий, которые отказывают в единицу
времени после момента I, причем эта доля относится к числу изде-
лий, работоспособных в момент времени /

АП;

(ЛГ0~п/) Д0

(2.32)

где Пг — количество изделий, отказавших до /-го интервала нара-
ботки. Разделив числитель и знаменатель выражения (2.32) на
Л^о, получим

Д/2;

Д^о

(2.33)

^0

В числителе стоит выражение статистического аналога плотно-
сти, а в знаменателе — вероятности безотказной работы.

Точное выражение интенсивности отказов через плотность и
вероятность безотказной работы можно получить, используя метод
теории вероятностей.

Найдем условную вероятность отказа на участке Д^ при усло-
вии, что до момента I, с которого начинается участок Д/, изделие
не отказало:

1 —Р(/, /+△/)

Р(( + др

Р(0

р со—р (/ + до

Р(0

Разделив обе части этого уравнения на Д? и перейдя к пределу при
Д/->0, получим значение интенсивности отказов

р(I + до — Р (0	1	1	аР(1)

(I)—11т------——---------— ------—--------—— ,

д/>о	М	Р(1)	Р(0	д.1

д1 д1	Р (0 д1

(2.34)

Интенсивность отказов есть вероятность отказа перемонтируемого
изделия в единицу времени после данного момента времени при
условии, что отказ до этого момента не возник.

Уравнение (2.34) позволяет определить %(0> если известна
кривая убыли. Учитывая уравнение (2.29), получим:

(2.35)

Интенсивность отказов можно назвать плотностью условной веро-
ятности отказа.
Рис. 2.5. Возможное изменение интен-
сивности отказов сложной системы по
времени наработки

Рис. 2.6. Возможное изменение вероят-
ности безотказной работы по времени
наработки

Решая простое дифференциальное уравнение (2.34) относитель-
но Р(1), разделяя переменные и интегрируя, найдем

X (/) сП

Р(1)



I

1пР(/)~—ул(1)сИ. Пропотенциировав это уравнение, определим

I

Р(/) = е 0	.	(2.36)

Мы получили важнейшую формулу теории надежности невосста-
навливаемых изделий. Интенсивность отказов может быть любой
интегрируемой функцией времени I. Следовательно, формула (2.36)
выражает безотказность агрегата в наиболее общей форме и мо-
жет применяться для всех возможных законов распределения ве-
роятностей времени безотказной работы.

Итак, мы располагаем тремя функциями, которыми можно ко-
личественно оценить безотказность невосстанавливаемых изделий
^(0, /(0 и МО- Достаточно знать одну из них и интервал време-
ни работы. Если известна плотность /(/), то по уравнению (2.31)
определяем Р(/) и по уравнению (2.35) находим МО-

Если известна функция МО, т0 по уравнению (2.36) определя-
ем Р(0, а по уравнению (2.35) находим /(/).

При расчете безотказности, когда функции сложного изделия
выражаются через аналогичные функции составляющих систем,
мы отдаем предпочтение тем функциям, которые проще выража-
ются. Наиболее простое выражение получается для интенсивности
отказов, наиболее сложное для плотности распределения вероят-
ностей.

В общем случае поток отказов изделий в эксплуатации может
быть представлен графиком изменения интенсивности отказов по
времени наработки (рис. 2.5).

При определении вероятности безотказной работы за время
вычисление интеграла в формуле (2.36) можно произвести графи-
Рис. 2.7. Изменение вероятности безот-
казной работы восстанавливаемой систе-
мы за время выполнения задания в раз-
личные периоды времени наработки

чески, пользуясь кривой Х(/). Ве-
роятность безотказной работы по
мере увеличения времени непре-
рывной работы уменьшается при
любом законе изменения Л,(/).
Поэтому функцию Р(1) и называ-
ют кривой убыли. Форма кривой
Р(/) на рис. 2.6 соответствует
кривой Х(/) на рис. 2.5. При этом
предполагается, что за время на-
работки система не подвергается
профилактическому обслужива-
нию.

Если для определенной выборки объектов исследования получе-
на кривая л(/), то с заданной доверительной вероятностью а мож-
но определить границы, в которых располагается значение Л (О
всей генеральной совокупности изделий. При этом для выборки и
генеральной совокупности желательно обеспечить соответствие по
следующим факторам:

идентичности технологического выполнения;

идентичности конструктивного оформления (отсутствие модер-
низации, изменений конструкции по сериям выпуска);

совпадения диапазона наработки;

идентичности условий эксплуатации (график полетов, типовые
профили полетов, климатические условия, качество взлетно-поса-
дочной полосы (ВПП), система обслуживания).,.

Из определения вероятности безотказной работы следует, что
эта величина рассчитывается за определенное время непрерывной
работы устройства. Поскольку по формуле (2.36) вероятность без-
отказной работы зависит от интенсивности отказов, значение кото-
рой может существенно меняться по наработке (см. рис. 2.5), то
изделия с разной интенсивностью отказов в конце одного и того
же времени непрерывной работы будут характеризоваться различ-
ными величинами вероятности безотказной работы.

Для восстанавливаемых изделий, к числу которых принадле-
жит большинство агрегатов и систем самолета, вместо интенсивно-
сти отказов используется понятие параметра потока отказов —
со(/), т. е. среднее количество отказов ремонтируемого изделия в
единицу времени, взятое для рассматриваемого момента вре-
мени.

При существенном изменении параметра потока отказов систе-
мы по налету вероятность безотказной работы за время выполне-
ния полетного задания будет различной в разные периоды налета
самолета даже при одинаковом времени выполнения полетного за-
дания.
Из графиков рис. 2.7 видно, что вероятность безотказной
работы системы № 1, имеющей налет будет в конце времени
боевой работы /бр меньше, чем вероятность безотказной работы
системы № 2, имеющей к моменту начала боевой работы налет /2,
значительно превосходящий налет системы № 1.

Поскольку при налете значение параметра потока отказов
больше, чем при налете /2, то и вероятность безотказной работы за
время /бр после налета 1\ меньше, чем после налета /2- Если в на-
чальный период наработки изделия наблюдается увеличение пара-
метра потока отказов, то становится целесообразной его обкатка
.или приработка до начала эксплуатации.

Свойства устройств, обусловленные их безотказностью, ремон-
топригодностью, долговечностью рассматриваются теорией надеж-
ности. Фундаментом теории надежности являются математическая
статистика, теория вероятностей, теория случайных процессов, тео-
рия массового обслуживания, теория восстановления, теория ре-
зервирования и др.

Изучение надежности сложных систем во многом базируется на
основные законы математической логики и достижения современ-
ной вычислительной техники в части моделирования физических
процессов, приводящих к отказам.

Теория надежности решает следующие задачи:

определение закономерностей возникновения отказов и восста-
новления работоспособности систем;

изучение влияния внешних и внутренних воздействий на про-
цессы в системах;

разработка методик расчетов надежности систем на этапе про-
ектирования;

изыскание способов повышения надежности при конструирова-
нии и изготовлении, а также способов сохранения надежности си-
стем в процессе длительной эксплуатации;

разработка методик сбора, учета и анализа статистичес- '
ких сведений, характеризующих эксплуатационную надеж-
ность;

разработка методик испытаний на надежность и подтверждения
заданной надежности.

2.8.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Теория надежности сформировалась на базе теории вероятностей,
технической статистики и ряда прикладных дисциплин, изучающих процессы, при-
водящие к отказам и неисправностям. Теоретические законы распределения числа
отказавших самолетов и времени налета до отказа самолета могут с успехом
использоваться для описания фактических закономерностей, наблюдаемых в про-
цессе эксплуатации самолетов. Используя свойства показателей безотказности и
их взаимозависимость, можно получать приемлемые для практических целей их
оценки.

Задачи, решаемые теорией надежности, выдвинули ее на одно из ведущих
мест в деле обеспечения технического совершенства сложных технических систем,
в том числе и авиационных.
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ И ЗАДАНИЯ

1.	Почему теория надежности вначале развивалась в интересах разработчиков
радиоэлектронной аппаратуры?

2.	Какие факторы приводят к возникновению отказа в случайный момент
времени наработки изделия?

3.	Какие виды отказов вам известны?

4.	В каких случаях применяется биномиальное распределение вероятностей
дискретных случайных величин?

5.	Каково назначение таких числовых характеристик случайных величин как
математическое ожидание и дисперсия?

6.	Почему вероятность принятия непрерывной случайной величиной того или
иного постоянного значения всегда равна нулю?

7.	Определите распределение вероятностей числа отказавших самолетов, если
вылетает эскадрилья из 9 машин. Вероятность безотказной работы самолета Р—
= 0,99. Число отказавших в каждом вылете самолетов распределено по биноми-
альному закону.

8.	Определите значение интенсивности отказов системы при наработке /=
= 1000 ч, если наработка до отказа имеет экспоненциальное распределение, а
средняя наработка до отказа системы равна Т = 1000 ч.
КРИТЕРИИ НАДЕЖНОСТИ САМОЛЕТА

3.1.	ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ САМОЛЕТА
И АНАЛИЗ ВОЗМОЖНЫХ КРИТЕРИЕВ ОЦЕНКИ
НАДЕЖНОСТИ ЕГО СИСТЕМ

Основными особенностями функционирования самолета
с точки зрения оценки его надежности являются: 1) короткий про-
межуток времени выполнения полетного задания по сравнению с
общим календарным временем эксплуатации, т. е. с полным сро-
ком службы; 2) многократное выполнение полетов в течение пол-
ного срока скужбы; 3) обязательное профилактическое обслужи-
вание, обеспечивающее устранение неисправностей и полное вос-
становление работоспособности систем. Следовательно, самолет
можно рассматривать как восстанавливаемое изделие многократ-
ного действия кратковременного характера. Обычно при выборе
критерия надежности той или иной системы основываются на
оценке экономического и морального ущерба, вызываемого ее не-
надежностью.

Анализ возможных критериев надежности изделий и систем
авиационной техники удобно провести, разделив их по характеру
действия.

1.	Системы однократного действия, используемые только один
раз. Основным свойством надежности, определяющим их эффек-
тивность, является безотказность, количественно оцениваемая ве-
роятностью безотказной работы.

2.	Системы многократного действия.

Системы, время восстановления которых мало по сравнению с
временем их безотказной работы ТВ<^Т. Ущерб от ненадежности
таких систем зависит в основном от числа отказов за определенный
период эксплуатации, т. е. от безотказности, выражаемой средним
налетом (наработкой) на отказ Т.

Системы, эффективность которых • существенно зависит и от
безотказности и от ремонтопригодности. Надежность таких систем
определяется произведением вероятности безотказной работы за
время выполнения полетного задания Р(х) на коэффициент готов-
ности Кг

Р„,=РМКг

(3.1)

3.	Системы и изделия многофункционального характера дей-
ствия, отказ которых приводит к невозможности выполнения только
части функций, т. е. к снижению эффективности. Надежность та-
ких систем определяется как математическое ожидание надежно-
сти при выполнении отдельных функций. При этом значения пока-
зателя надежности определяются для каждой функции в отдель-
ности.

Вероятность безотказной работы многофункционального само-
лета определяется по формуле полной вероятности, например?

Рс = Рг (И)	+ Р2 (т2) Я2 + Р3 (т3) Н3,	(3.2)

где Р1(т1),	и Рз (т3) — вероятности безотказной работы са-

молета при выполнении трех несовместных функций; Я1, и
Я3 — заданные вероятности выполнения самолетом этих трех функ-
з

ДИЙ. При этом

4.	Системы, эффективность которых, в основном, определяется

их долговечностью, оцениваются полным ресурсом и сроком
службы.

5.	Системы, отказ элементов которых снижает уровень безопас-
ности полета самолета или вызывает особую ситуацию. В качестве

критерия надежности таких систем используется вероятность отка-
за за время полета фДт) при выполнении 1-й функции (вероят-
ность возникновения г-й особой ситуации).

3.2.	БЕЗОТКАЗНОСТЬ САМОЛЕТА ЗА ВРЕМЯ ВЫПОЛНЕНИЯ
ЗАДАНИЯ

Современные условия применения самолетов предусмат-
ривают широкое использование одиночных машин с самостоятель-
ным заданием. После того, как самолет подготовлен к полету, вы-
полнение задания зависит от его безотказности за время т от на-
чала полета до момента выполнения задания. Какие же закономер-
ности определяют вероятность безотказной работы самолета за
время т? Какому закону подчиняется распределение налета само-
лета до возникновения такого отказа одной из его систем, который
исключает возможность выполнения полетного задания?

При экспоненциальном законе вероятность безотказной работы
на участке т не зависит от налета самолета / к началу этого уча-
стка.

Экспоненциальное распределение обладает свойством отсутст-
вия последействия и точно выполняется в тех устройствах, которые
с течением времени не испытывают износа. Практически этот закон
применим для устройств, у которых процессы износа и старения
протекают медленно, особенно с учетом профилактики. Для срав-
нительно малых промежутков времени выполнения полетного зада-
ния износом можно пренебречь. Экспоненциальный закон приме-
ним также для тех изделий, в которых имеются скрытые неисправ-
ности, обнаруживаемые случайным образом в процессе эксплуа-
тации.

При постепенном нарастании кривой интенсивности отказов
вследствие износа агрегата на небольшом промежутке времени по-
лета мы можем заменитъ-участок кривой %(/) ее постоянным сред-

45

I
ним значением. При этом мы допустим не очень большую погрет-1
ность и получим возможность аналитического расчета. Среднее!
значение интенсивности отказов оценить достаточно просто, а оп-1
ределить кривую Л(/) часто практически оказывается невозмож-;
ным.	I

Если промежуток т невелик, то в уравнении (2.36) Х(0 можно
заменить на ХСр и вынести за знак интеграла, тогда получим:

Р (т)=е“ХсРт.

При постоянном значении интенсивности отказов по времени
вероятность безотказной работы выражается показатель-
ной функцией или экспонентой. Отсюда и название экспоненци-
ального закона.

Сложное устройство может отказать из-за большого числа при-
чин, независимых друг от друга. Эти причины играют роль после-
довательно соединенных функциональных элементов.

Можно представить такую математическую модель.

Исследуемое устройство состоит из многих элементов, отказ каж-
дого из которых приводит к отказу всего устройства. Следователь-
но, вероятность безотказной работы устройства можно записать
так

Р(/) = [ 1 — (/)][! -Чг (/)]...[ 1 -(/)],

где <71(0, <?2(0 ——вероятности отказа функциональных эле-
ментов, закон распределения вероятностей наработки до отказа
которых на начальном участке времени является линейным.

Для /-го элемента можно записать

тГсЛ и <11^)-У-

Для небольшого времени I, когда дД/) малы и изменяются ли- -
нейно,

р ^у—(С +<?2(^)

Согласно предельной теореме Чертинцева, если вероятности отка-
зов достаточно большого количества функциональных элементов,,
составляющих устройство, для малого времени изменяются линей-
но, то вероятность безотказной работы устройства подчинена экс-
поненциальному закону

Р«) = е?2',	(3.3>

Самолет в целом должен рассматриваться как восстанавливае-
мое изделие/ Его безотказность оценивается вероятностью безот-
казной работы за время выполнения полетного задания т, т. е. на
участке налета (/, /Ч-т). Предполагается, что за время налета до
Рис. 3.1. Совмещенный график периодов налета самолета до отказов

момента / самолет уже имел достаточно большое число отказов и
неисправностей, которые были устранены. Поскольку все неисправ-
ности устранялись на земле, время восстановления самолета в
данной постановке нас не интересует, и мы рассмотрим совмещен-
ный график налетов самолета до очередного отказа. На рис. 3.1
изображен такой график с начала эксплуатации самолета.

После налета Т1 часов предполагается появление первого отка-
за самолета в момент времени Считаем, что в этот же момент
времени произошло восстановление самолета. Далее после на-
лета следующих ?2 часов снова произошел отказ в момент времени
,/2 и его восстановление и т. д. Совокупность моментов восстанов-
ления образует процесс восстановления. В данном случае потоки
отказов и восстановлений слились в один поток. Процессы восста-
новления изучаются в теории восстановления, успешно развиваю-
щейся на базе теории вероятностей.

Наша математическая модель самолета предусматривает сле-
дующие допущения.

1.	Время восстановления не учитывается (рассматривается
только налет, а не календарная продолжительность эксплуатации
самолета).

2.	После восстановления самолет обладает теми же свойства-
ми, что и до отказа. Закон распределения вероятностей налета до
отказа не зависит от числа отказов.

3.	Налет самолета между двумя предыдущими отказами не вли-
яет на его налет между двумя последующими отказами, т. е. от-
резки налета между отказами — независимые случайные величины.

Найдем вероятность того, что на участке между I и /+т (см.
2рис. 3.1) отказа не произойдет. Эта вероятность равна вероятности
того, что момент отказа 1п+\ произойдет после момента окончания
полета /+т. Если обозначить промежуток налета между момента-
ми I и /п+1 через то искомая вероятность равна вероятности того,
-что ё>т

ОО

/2 = 0

(3.4)

Если момент I оказался расположенным на оси времени таким
•образом, что /г-е восстановление оказалось последним до момента
а следующий отказ произойдет в момент /п+1 = 1п + тп+1,
то для того, чтобы этот отказ произошел после окончания полета,
должно выполняться неравенство /и+1>^+т или /п+тп+1>^+т.
Сумма от нуля до бесконечности перебирает все мыслимые исходы.
,В частности, если до момента I — начала полета, самолет не имел!
отказов (л2 = 0), то условие безотказной работы за время полета
выразится неравенством Т1>/4-т.	. I

Введя переменное х, получим /л+1 = х-|-Тп+1>/-|-т; т«+1>>/+т—х.|
Запишем в общей форме уравнение вероятности безотказной рабо-,
ты самолета в полете для неустановившегося потока восстанови
лений

ОО

Р((, / + т)=1-У='(1+г) + 2
/2=1

—Е (г + т — х)] /л (X) ах.

(3.5)

Однако для такого сложного изделия, как самолет, за сравни-
тельно короткий период эксплуатации после достаточно большого
числа восстановлений процесс восстановления устанавливается и
становится стационарным. При этом можно пользоваться прибли-
женными формулами асимптотического процесса восстановления;
при котором закон распределения не зависит от налета, а зависит
только от времени полета самолета

о	00

| I1 — Ем\ах.

т

Исследуем функцию Р(х):

0Р (Т) 	1 — Т7 (?) .	Д?2Р(Т)  /(т)

ат ~~ т 1 ат? ~ т

(3.6)

(3.7)

Следовательно, функция Р(т) имеет график, выпуклый вниз. Кри-
вая Р(т) расположена выше любой касательной и, в частности,
выше касательной из точки т = 0.

Уравнение этой касательной Р(т) = 1

——- . Отсюда можно по-
т

лучить простую, но очень важную оценку снизу для функции Р(т):

(3.8)

Оценку функции Р(т) сверху можно получить из условия

т

— I (т)

Р(т)=е о <5е~х,(0),

(3.9)

где 71 (т) —интенсивность отказов на участке Так как

аР (т)

1 - Р (т)
II

1	то при т=0

I	Ч(°)=—--------.........................(3.10)

I’ [1 — /Дх)] Ах' { ...
о	.	.

л	'• I

Можно показать, что Л] (т) монотонно возрастает и неравенство

(3.9)	справедливо. Следовательно, учитывая уравнение (3.10),
получим оценку функции Р(х) сверху:

Р(т)<е т.	(3.11)

Поскольку определение закона распределения времени полета
самолета до отказа практически весьма затруднено, двусторонняя
оценка искомой функции вероятности безотказной работы приоб-
ретает большое значение. Точное решение, которое в данном слу-
чае связано с рядом серьезных трудностей, в условиях инженерно-
го расчета теряет практический смысл, так как фактические усло-
вия функционирования самолета только приближенно соответст-
вуют принятой математической модели.

Ограниченное время эксплуатации, а следовательно, и неболь-
шое количество отказов самолетов позволяют только приближен-

но оценить значение исходного параметра для расчетов.

Для функции Р(т) получена двусторонняя оценка:
т

Р(т) е 7 , которая свидетельствует

о том, что ее гра-

фик расположен выше касательной в точке т=0 и ниже экспонен-
ты (рис. 3.2).

Раскладывая экспоненту в ряд, получим

Окончательно получаем приближенную формулу



(3.12)

Допускаемая при применении этой формулы ошибка
Для значений среднего времени выполнения полетного

задания и

среднего налета на один отказ в воздухе,
характерных для современных самолетов,
нижняя и верхняя оценки искомой функ-
ции вероятности безотказной работы об-
• разуют достаточно узкую область воз-
можных ее значений. Если в качестве зна-
чения искомой функции мы в запас на-

Рис. 3.2. Границы области значений вероятности
безотказной работы самолета
дежности принимаем нижнюю оценку, т. е. уравнение касательной,
то ошибка приближенной формулы оказывается меньше третьего
члена знакопеременного ряда разложения экспоненты.

Пример. При времени выполнения полетного задания т= 1 ч и средней
наработке на отказ в воздухе Т = 50 ч получаем:

Р(1) =0,98 и В < 0,0002.

Безотказность самолета за время выполнения полетного задания с достаточ-
ной степенью точности можно количественно определить по формулам экспонен-
циального закона.

Примечание. Оценить вероятность безотказной работы самолета по ре-
зультатам испытаний можно двумя способами — по частоте (2.1) и по экспонен-
циальному закону (3.12).

Если задано А= 100 (количество полетов), п = 1 (количество отказов), т= 10 ч
й

(время полета), то согласно (2.1) получим Р=1—— =0,99. Определив предвари-

тельно суммарную наработку I =№=1000 ч и наработку на отказ Т = — =

Г)

= 1000 ч по (3.12), получим

/’(Ю) = 1~-у = 0,99.

3.3.	НАДЕЖНОСТЬ ГРУППЫ САМОЛЕТОВ ПРИ ОТСУТСТВИИ
ВОССТАНОВЛЕНИЯ

Принимаем следующую модель функционирования груп-
пы. Выделенная группа насчитывает п исправных самолетов. .
В процессе дежурства т самолетов находятся в состоянии готов-
ности к вылету с включенной аппаратурой, а остальные п—т са-
молетов зачехлены. По сигналу в воздух должны подняться любые >
т самолетов из состава группы.	, '

В случае отказа любой машины, находящейся в состоянии го-
товности, в это состояние сразу же приводится любая из машин,
находящихся в резерве группы. Интенсивность отказа самолета в •
состоянии готовности обозначим Хг, а в состоянии резерва — Ац.
Восстановление отказавших машин за время функционирования
группы не производится.

Группа считается работоспособной, пока в состоянии готовно-
сти находятся т самолетов. Следовательно, отказ группы, как ре-
зервированной системы, произойдет тогда, когда откажут п—т+1
самолетов.

Специфика функционирования группы состоит в том, что этапу
выполнения полетного задания предшествует этап дежурства на
земле. Поскольку отказы самолета на этих двух этапах происходят
независимощруг от друга, то безотказную работу группы за время
дежурства и за время полета мы можем рассматривать как два
независимых события. Тогда вероятность совместного наступления
обоих событий равна произведению вероятностей каждого из них.
Критерием надежности группы самолетов является произведе-
ние вероятности готовности группы за время дежурства Рг(0 на
вероятность безотказной работы потребного числа самолетов в
воздухе Р (т)

Р(1-\-х)=Рта)Рт{х\

(3.13)

Функция Рг(/) равна вероятности того, что за время дежурства
I число отказавших самолетов группы будет меньше, чем п—т-^-1.
Определение функции готовности группы при рассмотренных усло-
виях удобно провести, применив схему «гибели». Математическая
модель этой схемы позволяет учесть изменение суммарной интен-
сивности отказов резервированной системы при переходе из одного
состояния в другое. Такой переход является следствием отказа
(«гибели») элемента системы.

В начале функционирования группы, когда все самолеты ис-
правны, группа находится в нулевом состоянии. По мере возникно-
вения отказов самолетов группа проходит ряд дискретных состоя-
ний, номера которых равны числу отказавших самолетов.

Если к моменту времени / отказало к самолетов, то независимо
от моментов возникновения этих отказов, вероятность того, что на
бесконечно малом участке (/, /+Д/) произойдет отказ еще одного
самолета равна ЛйД^+0(Д^), а вероятность того, что на этом уча-
стке отказа не произойдет, равна 1—<Л&Д/+0(Д0-

В момент, когда происходит отказ (ц—т+1)-го самолета, чис-
ло оставшихся работоспособных самолетов становится меньше
предельно допустимого, группа не может выполнять свои функции
И Ли—7п+1 = о.

Обозначим через <?&(/) вероятность того, что группа в момент I
находится в состоянии к. Тогда, дп-т+\ (0 = <?(/) есть вероятность
того, что в группе число неисправных самолетов достигло п—т+1,
т. е. вероятность отказа всей группы за время /.

Так как за время Д^ может произойти только один отказ, то по
формуле полных вероятностей получим

дк (I + ДО=(О	+9й(/) (1 - ДО + <?(Д0-	(3.14)

При Д/->0 получим систему дифференциальных уравнений
^Р = -Хо9о(<);

(11

к-1^—КЯ(к=А,2,3...п—т) ,

&Яп—т + 1 (0

аг

'^'п—тЯ п—т (^’

Начальные условия: <?о(О) = 1 и фг = О при &>0.

Применив преобразование Лапласа, можно получить точное ре-
шение этой системы. Однако вычисление вероятности дп-т+\ (/)
будет затруднено. Поэтому целесообразно привести приближенную
оценку значения искомой вероятности.
Для относительно небольшого числа самолетов в группе, при
их высокой безотказности в режиме дежурства, оказывается воз-
можным применить приближенную формулу, которая получается
методом двухсторонней оценки и относительная ошибка которой
легко определяется

Чк(1)~ М1Мз--Л-1.. л	(з. 16)

•

Относительная ошибка этой формулы не превосходит величины

(3.17)

Если рассмотреть интервалы времени между последовательны-
ми отказами самолетов группы в процессе дежурства, обозначив
То — время от начала дежурства группы до первого отказа, Т1 —
время от первого отказа до второго и т. д., то наработка группы
до &-го отказа будет равна 4=То4-Т1+ ... +тй-ь а математическое
ожидание времени дежурства группы до &-го отказа будет равно



(3.18)

Пример. Дежурное звено истребителей состоит из 4 машин, две из кото-
рых находятся в полной готовности, т. е. п — 4, т—2. Время дежурства / = 6 ч;
= 0,005; %п = 0,0005 [ч'1].

Выпишем Л&:

Х0 = гаХ1 + (п —/п)лп =2-0,005 + 2.0,0005 = 0,011 [ч~1];

Х1 = гал1 + (л —га — 1) лн =2-0,005 + 1-0,0005 = 0,105 [ч~1];

к2 = гаХ[ + (л —га —2) Хп = 2-0,005 = 0,01 [ч~1];

Вероятность отказа трех самолетов во время дежурства по формуле (3.16) равна

0,011-0,0105-0,01

4з (6) =--------------------

63 = 0,0000415.

Вероятность безотказной работы звена за. время дежурства равна
Рг (6) = 1 —	(6) = 0,9999585.

Относительная ошибка по формуле (3.17)

Среднее время до отказа трех самолетов определим по формуле) (3.18);

0,011 + 0,0105 + 0,01

= 286,3

ч.

При тех же условиях примера, если в готовности находится один истребитель,
т. е. если по тревоге достаточно поднять в воздух только один самолет (т=1),
то функция готовности звена запишется как Рг(/) = 1—^4(/). Выпишем Х&:

л0 = гаЛ] + (л —га) =0,005 + 3-0,0005 =0,0065 [ч~1];
X = тк. + (п— т — 1) X. = 0,005 -4- 2*0,0005 =0,006 [ч~Л;
А	1	11	Л

Х2 = т\ + (п — т — 2) Хп = 0,005 4- 0,0005 = 0,0055

Хз = тк^ 4- (п — т — 3) Хп = 0,005 [ч“ 1].' . .

Вероятность отказа четырех самолетов во время дежурства по формуле (3.16)
равна:

94 (6) =

0,0065*0,006*0,0055*0,005

1-2-3-4

• 64 = 0,58*10-7;

Рг (6) = 0,999999942.

Относительная ошибка по формуле (3.17)

Среднее время дежурства до отказа всех машин звена по формуле (3.18)

М (4) =--------

7	0,0065

------4-	----- +-------= 701 ч.
0,006-0,0055	0,005

3.4.	НАДЕЖНОСТЬ ГРУППЫ САМОЛЕТОВ ПРИ НАЛИЧИИ
ВОССТАНОВЛЕНИЯ

Совокупность самолетов авиационного подразделения
или летного отряда представляет собой резервированную систему
с дробной кратностью.

Принимается следующая математическая модель функциониро-
вания системы из п самолетов. В процессе эксплуатации самоле-
ты последовательно переходят из одного режима работы в другой
(рис. 3.3).

В каждый момент времени все самолеты разделены на пять
групп. Количество самолетов в группе, а также интенсивности от-
казов и восстановлений приведены в табл. 3.1.

Принимается экспоненциальный закон распределения вероятно-
стей времени безотказной работы и времени восстановления

Суммарная интенсивность отказов
отказавших, равном к:

^к —	Ч~ Г^лр "Ь	Н" — I — Г — I —

— Щп.	(3.20)

Самолеты, отказавшие в любой
из первых четырех групп, направля-
ются в ремонт, где восстанавливают-

Рис. 3.3. Схема изменения состояния само-

группы самолетов при числе

летов в процессе эксплуатации
Г а б л и ц а 3.1

Состояние самолетов	Количество •	Интенсивность  ;	отказов	Интенсивность восстановления
Воздух	1		
Проверка	Г	^пр	 
Резерв	п— (/ /*+14~ А)		—'  
Дежурство	•  1		
Ремонт	к	" 	

ся одновременно. Состояние «ремонт» включает регламентные ра-
боты и устранение дефектов. Суммарная интенсивность восстанов-
ления равна:

(3.21)

В качестве критерия надежности группы принимается вероят-
ность того, что за время эксплуатации тэ число неисправных само-
летов не превысит предельно допустимой нормы, например, 15%
общего числа самолетов в группе.

Определение функции готовности группы с учетом восстановле-
ния основывается на схеме процесса «гибели и размножения»,,
которая учитывает изменение суммарной интенсивности отказов и
суммарной интенсивности восстановлений при переходе группы ив
одного состояния в другое. Такой переход является следствием
или отказа самолета или восстановления любого самолета группы.

По мере возникновения неисправных самолетов группа проходит
ряд дискретных состояний, номера которых соответствуют числу

неисправных и восстановленных самолетов.

Если в некоторый момент группа находится в состоянии Ек,
то вероятность того, что за малый промежуток времени А/ она пе-
рейдет в состояние Еп+ъ равна ХйА/-ф-0(А/), а вероятность перехода
Ек-^Ек-х (при/?^1) равна ц^А/ + 0(А0.

Вероятность того, что за время А/ произойдет более чем один
отказ или восстановление имеет порядок малости более высокий,
чем А^.

Вероятности отказов различного’ количества самолетов опреде-
ляются системой дифференциальных уравнений. Поскольку реше-

ние этой системы уравнений

связано с вычислительными трудно-
стями, а приближенная формула,
основанная на экспоненциальной
аппроксимации функции готовности
дает значительную ошибку, решение
задачи целесообразно проводить на
электронной цифровой вычислитель-
ной машине для типовых постоян-
ных параметров и для широкого ди-
апазона значений X, р, и I, важных

Рис. 3.4. Изменение функции готовности

группы самолетов с учетом восстановления
для конкретного типа самолета. На рис. 3.4 представлены кривые
функции готовности, полученные на ЭВМ для двух типов самоле-
тов и двух систем технического обслуживания, при этом были при-
няты следующие значения постоянных параметров м=25; ./п=21.
Для сравнения нанесены кривые функции готовности, полученные
по приближенной формуле

Рг(/)^е у	(3.22)

где

1г

П—т /I 6$

у	___ %	5=0	. п   ^1^2♦ • -^5—1

М*	н^г***^

й=0

Сравнение кривых Рг(0 позволяет установить, что для значе-
ний параметров, характерных для современных самолетов, ис-
пользование приближенной формулы может вызвать отклонение
расчетной кривой на отдельных участках до 25%. Поэтому форму-
лу (3.22) рационально применять для приближенной сравнитель-
ной оценки вариантов самолета на этапе эскизного проекта. Более
точная оценка надежности самолета, эксплуатирующегося в соста-
ве эскадрильи или авиационного отряда, с учетом специфики си-
стемы технического обслуживания должна проводиться на основа-
нии расчетов функции выполненных с помощью ЭВМ.

3.5.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Разнообразие конструкций и условий функционирования изделий
авиационной техники, которые комплектуют самолеты различного назначения, вы-
зывает необходимость использования нескольких критериев их надежности.

Самолет в целом, как сложная восстанавливаемая система многократного
действия, с достаточной для практических целей точностью оценки его безотказ-
ности, может быть описан приближенными формулами экспоненциального закона
распределения налета до отказа.

Разработаны методы оценки надежности группы самолетов (авиационного
комплекса), когда условия технического обслуживания исключают и допускают
устранение возникающих отказов.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ И ЗАДАНИЯ

1.	Какой фактор является главным при выборе критерия надежности из-
делия?

2.	Какой показатель следует принять в качестве критерия надежности стар-
тового порохового ускорителя самолета?

3.	Определите значение коэффициента ремонтопригодности самолета, если
его средний налет на неисправность равен 16 ч, а среднее время восстановления
4 ч.

4.	Средний налет на отказ самолета А при продолжительности полетного за-
дания 1 ч равен 200 ч. Каким должен быть средний налет на отказ самолета Б,
если при той же вероятности безотказной работы время его полетного задания
увеличено в 5 раз?

5.	Интенсивность отказа в состоянии готовности для самолетов А и Б равна
0,001 и 0,002, а в состоянии резерва, соответственно, 0,005 и 0,0001. Для какого
самолета среднее время до отказа группы из 10 машин окажется большим, если
в готовности должны находиться постоянно две машины?
ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ СТАТИСТИЧЕСКИХ ДАННЫХ

ОБ ОТКАЗАХ И НЕИСПРАВНОСТЯХ СИСТЕМ САМОЛЕТОВ

4.1.	СИСТЕМЫ УЧЕТА ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

Существующие во многих странах системы учета факти-
ческой безотказности авиационной техники предусматривают раз-
личные формы оперативной фиксации каждого отказа и неисправ-
ности. Статистические данные эксплуатирующих организаций по
отказам и неисправностям систем самолетов различных типов по-
зволяют:

оценивать фактический уровень надежности самолета данного
типа и динамику его изменения по годам эксплуатации;

выявлять наименее надежные агрегаты и системы самолета;
уточнять действующую эксплуатационную документацию;

получать исходную информацию для расчета и анализа уровня
надежности разрабатываемых самолетов.

Наибольшее распространение получили карточки учета неис-
правностей (КУН) авиационной техники, состоящие из нескольких
разделов.

В первом разделе заполняются дата обнаружения неисправно-
сти и зона эксплуатации — управление, аэропорт.

Во втором разделе заносятся сведения об отказавшем агрегате
и самолете, на котором он был установлен. Здесь же данные о на-
лете с начала эксплуатации и после последнего ремонта, даты вы-
пуска и установки агрегата на данном самолете, количество ре-
монтов и дата последнего ремонта.

В третьем разделе заполняются данные, необходимые для
классификации данной неисправности по причинам возникновения,
этапам эксплуатации и режимам полета, последствиям, способам
устранения и эффективности предварительной доработки по бюл-
летеню. Здесь же указываются значения времени и трудоемкости
устранения данной неисправности.

Четвертый раздел содержит сведения о точном адресе неисправ-
ности в самолете: система — агрегат — узел — деталь, с указанием
номеров по описанию или инструкции.

Пятый раздел карточки предназначен для описания неисправ-
ности по ее внешнему проявлению, характеру и сущности проис-
шедшего события, предположительной причине и способствующим
условиям возйикновения.

В шестом разделе заносятся дополнительные сведения.

Отдельная карточка на неисправность — это только сигнал о
возможном проявлении недостатка конструкции, производства или
56
эксплуатации. Эффективные мероприятия по повышению надеж-
ности удается разработать лишь на основе анализа достаточно
большой совокупности карточек, дополненной информацией борто-
вых регистраторов и результатами технического исследования от-
казавших агрегатов и узлов.

Разделы карточки заполняются на все отказы и неисправности
агрегатов и систем самолета, выявленные в процессе его эксплуа-
тации, обслуживания, ремонта и длительного хранения, независимо
от составления рекламационных актов, ведомостей дефектов и т.п.
Карточка заполняется по записям в бортовом журнале самолета,
ведомости дефектации при обслуживании и ремонте и других доку-
ментов, свидетельствующих об отказе или неисправности. Выяв-
ленные и устраненные неисправности транзитных самолетов при
их обслуживании в промежуточных аэропортах заносятся в борто-
вой журнал.

На отказы и неисправности, которые явились одной из причин
летных происшествий или предпосылок к ним, карточки заполня-
ются по обычной форме, но с диагональной красной полосой, ука-
зывающей на необходимость срочного рассмотрения и принятия
надлежащих мер.

Наличие на карточке подписей ответственных должностных лиц
предполагает гарантию полноты и достоверности информации об
отказе или неисправности.

Карточки отказов и неисправностей из эксплуатирующих орга-
низаций поступают к разработчикам и изготовителям изделий
авиационной техники, где они обрабатываются и анализируются.
Каждая карточка является только сигналом о необходимости вни-
мания к данному узлу. Совокупность карточек по всему парку са-
молетов данного типа за определенный календарный период време-
ни является базой для количественной оценки уровня безотказ-
ности.

При анализе карточек отказов и неисправностей по конструк-
тивно-производственным недостаткам они делятся на две группы.

В первую группу входят отказы систем и агрегатов, фактиче-
ски вызвавшие нарушение работоспособности самолета:

1)	отказы в воздухе, вызвавшие невыполнение задания или
рейса;

2)	отказы на земле, вызвавшие задержку вылета, возвращение
со старта или отстранение от полетов.

Во вторую группу входят все остальные отказы и неисправно-
сти, незначительная часть из них является отказами в воздухе,
которые произошли в тот момент, когда потребность в работоспо-
собном состоянии данной системы уже миновала или данная си-
стема в полете не использовалась. Эти отказы в воздухе не влияют
на выполнение полетного задания.

Основная часть карточек, образующих вторую группу, описы-
вает неисправности, обнаруженные при проверках на земле и не
влияющие на работоспособность самолета.

Отказы первой группы составляют для большинства самолетов
,только незначительную часть от общего количества отказов и не-
исправностей.

Различные системы учета отказов и неисправностей отличают-
ся, в основном, формой применяемых карточек. Требования к фор-
ме карточки учета отказов и неисправностей противоречивы. С од-
ной стороны, форма карточки должна обеспечить легкое и доста-
точно полное заполнение рядовым работником эксплуатационной
службы информации о самых разнообразных отказах и неисправ-
ностях такой сложной машины, как самолет. С другой стороны,
форма карточки должна обеспечить быстрый перевод содержащей-
ся в ней информации в память ЭВМ для последующей машинной
обработки и анализа всего массива карточек за длительный период
эксплуатации самолетов данного типа. Если карточка оформлена
таким образом, что в ней напечатаны основные вопросы, то запол-
нение такой карточки существенно облегчается. Но информация
об отказе или неисправности излагается в свободной форме в виде
текстового материала, вследствие чего последующая кодировка,
как правило, ручная, для ввода в ЭВМ занимает много времени.
Другая форма карточки предусматривает кодирование информации
об отказе или неисправности в процессе заполнения. Для этого на
лицевой стороне карточки напечатаны специальные ячейки, в кото-
рые информация заносится в виде цифр. Необходимые для запол-
нения справочные данные о принятой системе кодирования поме-
щаются на отворотах блокнота бланков карточек. При такой фор-
ме карточки современные ЭВМ в состоянии прочитать и запомнить
содержащуюся в ней информацию. Сводная информация об отка-
зах и неисправностях самолетов данного типа по всему массиву
карточек, например, за квартал рассылается разработчикам и из-
готовителям в форме напечатанных ЭВМ табуляграмм, в которых
каждой карточке соответствует две строки кодированной информа-
ции или в виде магнитных дисков с записью.

Оперативность той или иной системы учета отказов и неисправ-
ностей авиационной техники характеризуется календарным време-
нем передачи информации от эксплуатационника до конструктора.
Чем меньше это время, тем быстрее конструктор внедрит мероприя-
тия по повышению безотказности агрегатов, по которым зафикси-
ровано наибольшее число отказов или неисправностей. Поэтому в
некоторых системах учета отказов и неисправностей предусмотрена
ежедневная телетайпная передача информации об отказах и неис-
правностях самолетов из эксплуатирующих организаций разра-
ботчику.

4.2.	ИЗМЕНЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТА ОТКАЗОВ И ПАРАМЕТРА
ПОТОКА ОТКАЗОВ ОСНОВНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТА

ПО ГОДАМ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Доля отказов данной основной системы в общем количе-
стве отказов по самолету за определенный календарный период
эксплуатации характеризуется коэффициентом отказов Ка
О I---а,

(4.1)

где Пг — число отказов данной системы; — общее число отказов
всех систем.

Анализ изменения коэффициента отказов позволяет сделать
заключение о влиянии той или иной системы самолета на его без-
отказность (рис. 4.1).	,

Начальный период массовой эксплуатации самолета характе-
ризуется высокими значениями коэффициентов отказов систем пла- \
нера и двигателей вследствие наибольшего применения в этих си- /
стемах новых, неотработанных элементов.	(

Для количественной оценки безотказности самолета данного )
типа желательно использовать информацию об отказах как мож- ч
но большего числа машин за длительный период эксплуатации. ’

Среднее значение параметра потока отказов для всего парка
самолетов данного типа за длительный календарный период экс-
плуатации (например, год) обозначим через со

(4.2)

где Пг —- количество отказов г’-го самолета за данный календарный
период эксплуатации; — налет 1-го самолета за тот же календар-
ный период; АГ — общее количество самолетов данного типа, экс-
плуатировавшихся за тот же календарный период эксплуата-
ции.

Знаменатель формулы (4.2) представляет собой суммарный
налет парка самолетов данного типа за рассматриваемый кален-
дарный период. На рис. 4.2 представлено, изменение значения пара-
метра потока отказов самолета по годам с начала эксплуатации в

д-о

РЭ.О

10

О

5 Годы

Планер
Приборы

Спец.сист.
Двигатель

Рис. 4.1. Изменение коэффициента отка-
зов основных систем самолета по годам

Рис. 4.2. Изменение значения па-
раметра потока отказов самолета
по годам с начала эксплуатации
юо\-

50 I-

<?Р.Э.О

Рис. 4.3. Изменение параметра потока
неисправностей самолета по годам с
начала эксплуатации

Планер
Приборы
Электро-
оборуд.
Спец.сист.
Дбигатель
Годы

Рис. 4.4. Изменение значений параметра
потока неисправностей основных систем
самолета по годам с начала эксплуата-
ции

период его конструктивно-технологической доводки, полученное по
формуле (4.2). Среднее значение параметра потока отказов боль-
шого числа самолетов различных серий выпуска, эксплуатирую-
щихся в различных климатических условиях и обслуживаемых
разным техническим составом, достаточно объективно характери-
зует уровень безотказности конструкции самолета. Если в числи-
тель формулы (4.2) вместо щ подставить — количество неис-
правностей ь-го самолета за данный календарный период эксплуа-
тации, то мы получим оценку параметра потока неисправностей
(Он- Значение соц, как правило, на порядок выше значения со. Харак-
тер изменения (ок в первые годы эксплуатации самолета может не
совпадать с изменением (о (рис. 4.3). Установлено, что чем большее
количество неисправностей выявляется на земле в процессе техни-
ческого обслуживания самолетов, тем меньшее количество отказов
возникает в воздухе. Параметр потока неисправностей характери-
зует объем работ инженерно-технического состава по восстановле-
нию работоспособности самолетов. Потоки неисправностей основ-
ных систем, складываясь, образуют поток неисправностей самоле-
та в целом.

Следовательно, сумма значений параметра потока не-
исправностей основных систем равна значению параметра потока
неисправностей самолета в целом. Анализ изменения значений па-
раметра потока неисправностей основных систем самолета по го-
дам (рис. 4.4) позволяет оценить эффективность конкретных меро-
приятий по повышению безотказности.

Для самолетов, конструкция которых отличается высокой сте-
пенью унификации с конструкцией самолетов предыдущего серий-
ного изделия, характерно уменьшенное значение параметра потока
отказов в первые годы эксплуатации парка. Это связано с исполь-
зованием уже отработанных надежных конструктивных решений.
И наоборот, для самолета, отличающегося принципиальной новиз-
ной большей части конструктивных решений, начальный период
эксплуатации парка обычно отмечен резким увеличением значения
параметра потока отказов.
Такая оперативная оценка параметров потоков отказов и неис-
правностей позволяет сравнить достигнутый уровень безотказно-
сти самолета с требуемым по ТТТ.

4.3.	РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ

ПО НАЛЕТУ САМОЛЕТА

Фундаментальное значение для количественной оценки
безотказности агрегатов самолета и анализа причин отказов имеет
исследование распределения числа отказов и неисправностей по
налету. Оно позволяет принять для последующих расчетов опреде-
ленный теоретический закон распределения времени безотказной
работы. Наряду с оперативной оценкой безотказности агрегатов и
систем самолета в форме изменения параметра потока отказов по
годам эксплуатации, экспериментальное определение функции
плотности распределения налета агрегата или системы до отказа
служит основой для разработки конструктивных мероприятий по
повышению их надежности.

Для построения статистического аналога функции плотности
распределения, т. е. гистограммы, необходимо располагать сведе-
ниями о всех отказах данного агрегата за возможно более дли-
тельный период эксплуатации парка самолетов и о количестве агре-
гатов, находившихся в эксплуатации. При этом нужно знать, на
каком часу налета произошла каждая неисправность. Поскольку
количество отказов, как. правило, на порядок меньше числа неис-
правностей того же агрегата за определенный период эксплуата-
ции, то статистика по неисправностям оказывается более предста-
вительной. Однако в некоторых случаях гистограммы строятся и
по отказам.

Процедуру построения гистограммы рассмотрим на примерах.
•	е	•

Пример 1. Рассматривается распределение по налету неисправностей топ-
ливных отсеков крыла, выражающихся в нарушении герметичности в форме запо-
тевания или подтекания керосина. В табл. 4.1 приводятся условные данные из
гипотетических карточек учета отказов и неисправностей авиационной техники,
оформленных на все случаи разгерметизации топливных отсеков крыла. Предпо-
ложим, что общее число карточек составляет п =170, парк насчитывает 800 са-
молетов и налет каждого из них с начала эксплуатации /=250 ч. В самолете два
топливных отсека. Тогда общее число эксплуатировавшихся крыльевых топливных

Таблица 4.1

Налет АЛ ч	Число неисправностей	Налет А/, ч	Число неисправ- ностей
10 <Л/С30	59	130<А/^ 150	• 8
30 <Л/^50	24	150<А/^170	9
50 <А/^70	21	170<А/^190	7
70 СА/^90	16	190<А/^210	0
90 <А/^110	13	210<А/^230	0
110<А/< 130	10	230<А/<250	3
Рис. 4.5. Распределение числа неисправностей топливных отсеков по налету

отсеков равно Л/о=16ОО. Весь налет разбиваем на 20-часовые интервалы группи-
рования после первых 10 ч налета. В зависимости от налета, при котором произо-
шла данная неисправность, карточки распределяются по соответствующим интер-
валам группирования.

Более наглядно распределение числа неисправностей данного
агрегата по налету самолета может быть представлено в виде гра-
фика (рис. 4.5). Для каждого интервала группирования можно
вычислить вероятность (частоту) попадания в него момента появ-
ления неисправности, которую обозначим через

д^йл^ь,	(4.3)

где Д«г — число агрегатов, у которых отказ или неисправность
возник в г-м интервале рассматриваемого налета самолета; ЛГо—
общее число агрегатов, находившихся в эксплуатации. Значения
этих частот показывают, какова вероятность отказа или неисправ-
ности в данном интервале налета самолетов.

Когда испытания продолжаются до отказа всех имеющихся
агрегатов и они после отказа не восстанавливаются, то статисти-
ческий ряд моментов отказов агрегатов называется полной выбор-
кой. В случае полной выборки сумма частот всех интервалов груп-
пирования, очевидно, должна быть равна единице.

При обследовании распределения отказов или неисправностей
агрегатов самолетов, находящихся в эксплуатации, сталкиваются
с тем обстоятельством, что в исследуемом диапазоне налета отка-
зывает только очень небольшая часть эксплуатировавшихся агре-
гатов. Получается так называемая усеченная выборка. Сумма
частот всех интервалов группирования будет тем меньше единицы,
чем меньшая- часть агрегатов откажет в исследуемом диапазоне
налета. Вычисленные для условий примера 1 значения д^, Ц и
по формулам соответственно (4.3), (2.30) и (2.32) преставлены в
табл. 4.2.
А/., Ч	10 ... 30	30 ... 50	50 ... 70	70 ... 90	90 ... ПО	ПО ... 130
?г103	36,9	.15,0	7 43,1	10,0	8,1	6,3
/г-103, Ч-1	)1,85	9,75	'Я 66	0,50	0,41	0,31
1г-Ю3, И"1	1,85	0",78	0,69	/0,54	0,44	0,34
А^-, ч	130 ... 150	150 ... 170	170 ... 190	190 ... 210	210 ... 230	230 ... 250
?г-Ю3	5,0	5,6	4,4	0	0	1,9
/г-103, ч-1	0,25	0,28	0,22	0	0	0,09
Й-103, ч-1	0,276	01,31	0,243	0	0	0,105
						
Г		. '	йЬ.				

Графически опытное распределение может быть показано в
виде гистограммы и полигона. При построении гистограмммы
над каждым отрезком оси абсцисс, изображающим интервал груп-
пирования, строится прямоугольник, площадь которого пропорцио-
нальна частоте в этом интервале. При построении полигона в сере-
динах интервалов группирования строятся ординаты, пропорцио-
нальные соответствующим частотам, и концы ординат соединяются
ломаной прямой, образуя многоугольник распределения.

При одинаковых интервалах группирования А/г- значения и /ч
отличаются от А/?г- постоянными множителями. Следовательно, гра-
фики по I и (г по I будут отличаться от графика распределения
числа неисправностей по налету (см.рис. 4.5) только масштабами
по оси ординат. На рис. 4.6 приведен график по / в форме гисто-
граммы. Гистограммой является и график на рис. 4.5. А график
по / на рис. 4.7 представлен в форме полигона распределения.

Рис. 5.6. График изменения частот неисправностей топливных отсеков самолета
по налету
/Г103,Ч-1

Рис. 4.7. График плотности рас-
пределения налета до неисправ-
ности топливных отсеков само-
лета

Величина интервала
группирования не долж-
на быть очень малой. В
этом случае гистограмма
становится трудно обозри-
мой из-за резких колеба-
ний значений показателей
распределения в соседних
интервалах. При слишком
большом интервале груп-
пирования свойства рас-

пределения не выражают-
ся достаточно ясно. Прак-
тически рационально весь диапазон налета делить на 10... 15 интер-
валов. Интервалы группирования желательно брать одинаковыми.
Однако при резко неравномерном распределении числа отказов по
налету в области наибольшего количества отказов интервалы груп-
пирования следует выбирать меньшими, чем в остальном диапазо-
не налета самолетов. При увеличении парка самолетов и уменьше-
нии интервалов группирования гистограмма будет все более при-
ближаться к кривой функции плотности фактического распределе-

ния налета до отказа данного агрегата самолета.

Выравнивая гладкой кривой точечный график статистического
аналога функции плотности (см. рис. 4.7) и анализируя харак-
тер протекания этой кривой по налету, можно определить, к како-
му теоретическому закону отнести данное статистическое распре-
деление. Убывание кривой плотности по налету свидетельствует о
близости статистического распределения экспоненциальному зако-
ну или закону Гнеденко — Вейбулла. Существенную помощь в оп-
ределении подходящего для данного распределения теоретического
закона может оказать анализ протекания кривой статистического
аналога интенсивности отказов У;. Если функция 2ц по I близка к
прямой, параллельной оси абсцисс, то следует принять экспонен-
циальный закон.

Уменьшающиеся по налету значения Лг- (см. табл. 4.2 для усло-
вий примера 1) позволяют полагать, что данное распределение бу-
дет достаточно точно описываться теоретическим законом Гне-
денко— Вейбулла с параметром т<1. Наоборот, увеличивающиеся
по налету значения статистических аналогов плотности и интенсив-
ности отказов сигнализируют о возможности использования усе-
ченного нормального закона или закона Гнеденко — Вейбулла с
параметром т>1.

Следует отметить одну особенность показателей опытного рас-
пределения усеченной выборки высоконадежных агрегатов. Так
как в пределах рассматриваемого налета самолетов данного типа
число отказавших агрегатов составляет лишь небольшую часть
эксплуатировавшихся агрегатов, то знаменатель формулы (2.32)
для Лг оказывается чуть меньше знаменателя формулы (2.30) для
Д. Поэтому абсолютные значения и близки.

Параметры выбранного теоретического закона должны быть
такими, чтобы несколько важнейших числовых характеристик
,(моментов) были бы равны соответствующим характеристикам
статистического распределения. Например, для экспоненциального
закона берется такое значение налета до отказа Т, которое полу-
чается по статистическим данным. Для усеченного нормального
закона по статистике определяются параметры т/ и щ. Для закона
Гнеденко — Вейбулла — параметры т и 1$.

В гл. 2 были рассмотрены числовые характеристики случайных
величин — математическое ожидание и дисперсия. Каждой число-
вой характеристике случайной величины соответствует ее опытное
значение.

Для математического ожидания это среднее арифметическое
полученных в процессе эксплуатации значений налета до неисправ-
ности. При достаточно большом количестве неисправностей или от-
казов (для условий примера 1 п2=170) можно принять для каж-
дого интервала группирования постоянное значение налета до не-
исправности, равное середине интервала Т#.

Для усеченной выборки параметр Т экспоненциального закон
будет определяться формулой

△^^• + (7^0 — ^) /и

9

(4.4)

где /и—максимальное значение исследуемого диапазона налета;
г — число интервалов, равное 1^1Л1.

Эта формула представляет собой вариант оценки методом мак-
симума правдоподобия для случая усеченной выборки налета на
отказ Тп, определяемого по формуле (1.1). Выражение в квадрат-
ных скобках есть суммарный налет всех эксплуатировавшихся аг-

регатов при условии отсутствия вос-

становления.

Параметры /0 и т закона Гнеден-
ко— Вейбулла для случая усечен-
ной выборки определяются графиче-
ским решением системы двух урав-
нений, получаемых дифференциро-
ванием функции правдоподобия:

Рис. 4.8. Графическое определение парамет-
ров /о и ш закона Гнеденко — Вейбулла
[Уп 4" (Л^о —

(4.5)

На рис. 4.8 построены две функции. Функция ф1(т) строится по
первому уравнению системы (4.5), подставляя в него ряд значе-
ний т. Аналогично строится график функции (рг(^) (пунктирная
кривая). Точка пересечения обоих графиков даст искомые значе-
ния параметров /о и т.

Качественное сравнение сходимости точечного графика статисти-
ческого аналога плотности опытного распределения (гистограммы)
с кривой плотности теоретического закона на практике позволяет
с достаточной степенью точности судить о законе безотказности
данного агрегата. Теоретическая кривая плотности с параметрами
опытного распределения, сохраняя существенные его особенности,
свободна от случайных колебаний гистограммы, связанных с огра-
ниченным объемом выборки.

Количественное сравнение опытного распределения с близким
ему теоретическим законом производится по критериям согласия.
Каждый критерий согласия позволяет получить число, характери-
зующее правомерность использования данного теоретического за-
кона в качестве модели фактических процессов, определяющих
безотказность агрегата или системы самолета.

Критерий согласия Пирсона предусматривает оценку специаль-
ной функции (Л2 в каждом интервале группирования данных о на-
лете до отказа или неисправности. Затем по сумме значений С42
и числу степеней свободы К, определяемому количеством интерва-
лов группирования и законом распределения, - находится величи-
на Рг. Если Р2<0,1, то нужно использовать другой теоретический
закон, более согласующийся с данным опытным распределением.
Однако требования Рг<0,1 не является очень жестким и на прак-
тике оказывается, что с конкретным опытным распределением со-
гласуются одновременно два теоретических закона, например, экс-
поненциальный и Гнеденко — Вейбулла с параметром т<1.

Критерий согласия Колмогорова — Смирнова требует количест-
венного определения максимального рассогласования фактической
и теоретической кривых вероятности отказа Пп. Затем с учетом
числа отказов по специальной таблице находится значение крите-
рия 1—Р. Приемлемое согласование получается при значениях
критерия >0,3- Одновременно оказывается возможным дать оценки
верхней и нижней границ фактической кривой вероятности отказа.
Критерий согласия Колмогорова — Смирнова предназначен для
.сравнения теоретического закона с заранее известными параметра-
Номер самолета

1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	п	12	13
194	413	90	74	55	23	97	50	359	50	130	'487	102
15	14	10	57	320	261	51	44	9	254	493	18	209
41	58	60	48	56	87	11	102	12	5		100	14
29	37	186	29	104	7	4	72	270	283		7	57
33	100	61	502	220	120	141	22	603	35		98	54
181	65	49	12	239	14	18	39	' 3	12		5	
	9	14	70	47	62	142	3	.104			85	67
	169	24	21	246	47	68	15	2			91	59
	447	56	29	176	225	77	197	438			43	.134
	184	2)	386	182	71	80	188				230	.152
	36	79	59	33	246	1	79				3	27
	201	84	27	к.р.	21	16	88				130	14
*	118	44	к.р.	15	42	106	46					230
	к.р.	59	153	104	20	206	5					66
Е	34	29	26	35	5	82	5					61
1	31	118	326		12	54	36					34
	18	25			120	31	22					
|  Г X	67	156	*		11	216	139					
I	57	310			3	46	210					
	62	76			14	111	97					
	7	26			71	39	30					
	22	44			11	63	23					
$  1	34	23			14	18	13					
		62			11	191	14					
		к.р.*			16 '	18						
		13)			9)	163						
		208			I	24						
I »		70			16							
>		101			52							
		208			95							

* к. р. — капитальный ремонт самолета через 2000 ч налета. Данные таблицы из статьи
РгозсНап Г., ТЬеогеНса1 Ехр1апаНоп о! ОЬзегуесГ Весгеазт^ РаПиге Ка1е ТесЬпотеШсз, V. 5,
№ 3, 1963, р. 375—383.

ми и опытного распределения отказов или неисправностей по на-
лету. При определении параметров закона по данным статистики
^значение критерия согласия может оказаться завышенным, особен-
но при малом числе отказов.

Специально для оценки обоснованности использования экспо-
ненциального закона в качестве модели изменения налета до отка-
за используется критерий согласия Бартлетта. Как показали ис-
следования, он оказывается более мощным по сравнению с другими
критериями для обнаружения возрастания или убывания интенсив-
ности отказов.

Полную выборку данных о распределении отказов по налету
удается получить для сложной и сравнительно малонадежной си-
стемы самолета при анализе результатов эксплуатации за доста-
точно длительный период. В этом случае фиксируются промежутки
Рис. 4.9. Изменение вероятности
безотказной работы системы кон-
диционирования пассажирского са-
молета по налету

налета между последова-
тельными отказами системы
для каждого самолета.

Пример 2. Рассматривается
распределение по налету отказов
системы кондиционирования возду-
ха самолета В-720. В табл. 4.3 при-
ведены значения налета между по-
следовательными отказами систе-

мы для группы самолетов. Сумма
этих значений для каждого самолета является его общим налетом. Сумма всех
значений таблицы равна суммарному налету группы самолетов В-720 за опреде-
ленный календарный период эксплуатации. После каждого отказа предполагается

полное восстановление системы. Интервалы налета между отказами для различ-
ных самолетов были сгруппированы вместе и построена общая гистограмма, ха-
рактеризующая эмпирическую функцию распределения налета до отказа. На рис.
4.9 статистический аналог вероятности безотказной работы системы кондициони-
рования самолета В-720 изображен штриховой кривой. Сплошной кривой обозна-

чена экспонента с параметром Т—93,14 ч, полученным как среднее значение на-
лета на отказ по данным табл. 4.3.

Оценка соответствия опытных данных экспоненциальному закону проводи-
лась по критерию согласия Колмогорова — Смирнова, и эта гипотеза не была от-
вергнута. Пунктирные кривые на рис. 4.9 изображают верхнюю и нижнюю грани-
цы эмпирической частоты, получающиеся путем прибавления и вычитания по-
стоянной величины 0,931. По критерию Колмогорова — Смирнова получаются сле-
дующие выражения для верхней и нижней доверительных границ:

р, (0 = ^(0 +

рят=рт-

(4.6)

Для условий примера 2 п2 =2+3. При доверительной вероятности 0,95 Х,= 1,3581.
Подставляя эти данные в (4.6), получаем Рв (/) = Р(1) +0,0931 и Рн(/)_ Р(1)—
—0,0931. На рис. 4.9 опытные значения вероятности безотказной работы лежат во
всем диапазоне налета между верхней и нижней оценками. Хотя критерий согла-
сия и не отверг экспоненциального закона в качестве модели распределения нале-
та на отказ системы кондиционирования, внимательное рассмотрение характера
протекания кривой фактического распределения и сравнение ее с экспонентой
позволяют заметить следующее: в диапазоне налета до 150 ч опытная кривая
вероятности безотказной работы систематически лежит ниже соответствующей ей
экспоненциальной функции, а на всем диапазоне налета после 150 ч она распо-
ложена выше экспоненты. Кривая гистограммы пересекает экспоненту снизу один
раз. Это позволяет сделать вывод, что распределение времени безотказной работы
системы кондиционирования самолета Боинг-720 по налету более точно будет
описываться теоретическим законом с убывающей интенсивностью отказов (напри-
мер, двухпараметрическим законом Гнеденко — Вейбулла с параметром т<1).

Пример 3>, Рассматривается распределение отказов топливных насосов по»
наработке в процессе стендовых испытаний в пределах /и= 1000 ч (ресурс насо-
сов). Число испытанных насосов Л^о = 766. В процессе испытаний отказали =
= 44 насоса и они не восстанавливались. Наработка до отказа этих насосов со-
ставила /1=100; 170; 220; 250; 260; 320; 320; 390; 410; 450; 450; 500; 520; 530;
д/., ч  V	0 ... 200	200 ... 400	400 ... 600	600 ... 800	800 ... 10000
Ьпъ	2	7	10	И	14
7-ю3, ч-1	0,130	0,457	0,653	0,719	0.913
Лг-103, И"1	0,130	0,458	0,660	0,736	0,951

540; 590; 600; 600; 620; 640; 670; 670; 730; 730; 740; 740; 770; 780; 790; 840; 850; 860;
890; 890; 900; 920; 950; 950; 960; 960; 990; 1000; 1000 ч. Так как отказала только
часть испытывавшихся агрегатов, то анализируется усеченная выборка. Время
испытаний 1И разбиваем на 200-часовые интервалы группирования данных, вы-
числяем Лпг и определяем Д и Хг-. Показатели распределения отказов насосов по
наработке представлены в табл. 4.4.

Значения последней строки этой таблицы свидетельствуют о том, что интен-
сивность отказов испытывавшихся топливных насосов увеличивается по нара-
ботке.

Одним из теоретических законов с возрастающей интенсивно-
стью отказов является усеченное нормальное распределение с пара-
метрами т{ и &1. При средней наработке отказавших агрегатов
628,6 ч значения параметров усеченного нормального закона оказа-
лись равными /111=2275 ч и сг^ = 812 ч. На величину математическо-
го ожидания распределения повлияло большое число работоспособ-
ных насосов до конца испытаний. Критерий согласия Пирсона под-
твердил возможность описания распределения времени безотказ-
ной работы топливных насосов усеченным нормальным законом
с данными параметрами.

Пример 4. Рассматриваются результаты статистических испытаний на
прочность образцов, имитирующих соединение листов точечной электросваркой.
Показателем прочности сварной точки служило значение разрывного усилия.
Испытания проводились с целью определения закона распределения прочности
сварного соединения. Зафиксированные в процессе испытаний разрушающие уси-
лия на разрыв распределены в семи интервалах группирования. Каждый интервал
представлен значением усилия в его средней точке Р2 и частотой Данные из
[10] представлены в табл. 4.5.

На рис. 4.10 изображена гистограмма этого распределения, построенная по
данным табл. 4.5, и теоретические кривые плотности нормального закона с пара-
метрами тр= 154,9 и о»р — 4,63, а также закона Гнеденко — Вейбулла с парамет-
рами т=29 и /о=157. Сравнение кривых с гистограммой позволяет сделать вы-
вод, что распределение прочности сварных точек лучше описывается нормальным
законом.

Какую информацию для конструктора может дать распределе-
ние отказов или неисправностей по налету? Прежде всего оно ха-
рактеризует те процессы, которые вызывают появление отказов или

Таблица 4.5

Рг, Н	142	146	150	154	158	162	166
Яг	0,03	0,05	0,20	0,36	0,18	0,13	0,05
Рис. 4.10. Гистограмма распределения
прочности сварной точки

ла)

Рис. 4.11. Типовое изменение интенсивно-
сти отказов сложного изделия по нара-
ботке

неисправностей. Существует определенная • взаимосвязь между
изменением свойств конструкции в процессе налета и показателями
распределения отказов по налету. Наиболее наглядно об изменении
свойств конструкции, связанных с возникновением отказов, сигна-
лизирует кривая изменения интенсивности отказов (или параметра
потока отказов) по налету. На рис. 4.11 представлена типовая за-
висимость для сложного изделия. Она имеет три характерных
участка: убывания, постоянного значения и возрастания. Соответст-
венно им вся наработка изделия делится на три периода. Началь-
ный период эксплуатации до наработки С называется периодом
приработки. Убывание интенсивности отказов в этот период и повы-
шение безотказности с наработкой связано с тем, что с началом
эксплуатации выявляются скрытые производственные недостатки
изделия, пропущенные системой контроля качества на заводе.
К ним относятся недостатки материала, нарушения технологии из-
готовления, неточная сборка, неправильная регулировка и другие
недостатки. По мере выявления этих недостатков в форме отказов
или неисправностей они устраняются и безотказность изделия по-
вышается. Этот период обычно небольшой, и проводимые заводские
и совместные летные испытания каждого экземпляра выпускаемого
самолета предназначены (помимо других задач) для выявления
производственных недостатков.

Второй период эксплуатации от наработки до 12 является
основным и называется периодом нормальной эксплуатации. При-
менительно к самолетам уровень безотказности в этом периоде
определяется особенностями конструкции, технологии производства
и условиями эксплуатации. Случайные отказы в этом периоде экс-
плуатации* в многочисленных системах самолета вызываются раз-
нообразными-причинами, в том числе и случайными превышениями
допустимых нагрузок.

Третий период эксплуатации после наработки /2 является завер-
шающим и называется периодом износа и старения. Возрастание
интенсивности отказов и снижение оезотказности изделия в этот
период вызывается накоплением усталостной повреждаемости кон-
струкции, превышением допустимых значений люфтов соединений
вследствие износа, увеличением трения в подшипниках, коррозией
и изменением структуры многих материалов. Возрастание интен-
сивности (или параметра потока) отказов — симптом развития в
конструкции процессов старения и износа. Чем сложнее и дороже
изделие, тем меньшим по продолжительности должен быть этот
период. При резком увеличении интенсивности усталостных и изно-
совых отказов дальнейшая эксплуатация, как правило, становится
экономически нецелесообразной. Применительно к самолетам раз-
витие процессов усталостного повреждения конструкции, износа и
старения также снижает безопасность полетов. Поэтому соответст-
вующий ресурс самолету или агрегату устанавливается в зависимо-
сти от характера протекания кривой Х(/) и его значение не намного
превосходит налет /2.

Распределение отказов или неисправностей по налету позволяет
конструктору вскрыть их главную причину. Так даже качественное
определение закона распределения по данным примера 1 позволяет
установить, что основной причиной дефектов топливных отсеков
крыла являются скрытые производственные недостатки герметиза-
ции. Конечно такой вывод можно сделать только для периода экс-
плуатации самолетов данного типа в пределах исследованного на-
лета (для примера 1 /и=250 ч). Не исключено, что после налета,
например, 2000 ч в этих же отсеках могут появиться многочислен-
ные неисправности, связанные с отслоением герметика в местах с
повышенной деформацией конструкции. Это будет уже конструк-
тивный недостаок, который можно устранить, повысив жесткость
углов отсека и жесткость крепления узлов, передающих сосредото-
ченные силы. Анализ распределения неисправностей топливных от-
секов крыла самолетов с налетом свыше 2000 ч, безусловно, выявил
бы эту причину, так как интенсивность неисправностей после нале-
та 2000 ч должна была бы резко возрасти. Ат^ализ распределения
отказов по налету дополняет технические исследования отказавших
агрегатов и служит основой для разработки эффективных меропри-
ятий по повышению безотказности лгрегата.

Увеличение интенсивности отказов в пределах ресурса топлив-
ных насосов по данным примера 3 свидетельствует о наличии кон-
структивного недостатка, связанного с недостаточной долговечно-
стью отдельных узлов. Для принятия решения о доработке
конструкции агрегата достаточно установить, что в эксплуатацион-
ном диапазоне налета интенсивность отказов возрастает.

Для оперативного управления качеством серийного производст-
ва и разработки мероприятий по совершенствованию производст-
венных процессов изготовления агрегатов самолета используется
распределение числа дефектов по сериям выпуска (рис. 4.12).

По изменению количества отказов или неисправностей, зафикси-
рованных при эксплуатации данного самолета и относящихся к аг-
регатам определенной серии, можно судить о влиянии доработок
Рис. 4.12. Распределение относительного числа дефектов агрегата самолета по се*
риям выпуска

конструкции или технологии производства на безотказность агрега-
та. Существенные изменения конструкции и технологии вводятся
с определенной серии. Поэтому в качестве показателя безотказно-
сти агрегата данной серии принимается относительная величина
й'% — количество неисправностей агрегатов данного номера серии,
деленное на общее число выпущенных в этой серии агрегатов.

4.4.	ФАКТИЧЕСКИЕ ЗНАЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ
БЕЗОТКАЗНОСТИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

Безотказность пассажирских самолетов количественно
оценивается двумя показателями:

Рв — вероятность вылета без задержки более 15 мин из-за неис-
правностей бортовых систем;

Р(т)—вероятность безотказного выполнения рейса,, учитываю-
щая возможные отказы бортовых систем в воздухе, приводящие к
необходимости изменения плана полета (возвращению или посад-
ке на промежуточный аэродром).

Показатель Рв характеризует регулярность- рейсов магистраль-
ных пассажирских самолетов. По оценке зарубежных специалистов,
убыток от отмены трансконтинентального рейса многоместного пас4
сажирского самолета типа Ь-1011 из-за неисправностей бортовых
систем составляет 40 тыс. долл. По мере конструктивно-технологи-
ческой доводки самолета в эксплуатации значения показателей
безотказности повышаются. В табл. 4.6 приведены значения Рв (за-

Таблица 4.6

Обозначение самолета		В-727	В-747	ОС-9	ос-ю
	4  Заданная через 1,5 года эксплуатации парка	0,98	0,97	0,99	0,98
Рв	Фактическая после 4-х месяцев эксплуатации парка	0,947	0,88	0,98	0,942
Обозначение самолета	*г, %	Т'н’	Обозначение самолета	АГГ, %	Т'н’ 4
А-4М	72,3	0,7	Р-111Я	34,4	0,2
А-6Е	60,7	0,3	АУ-8А	60,3	0,4
А-7О	61,4	1,0	А-10А	67,4	1,2
А-7Е	63,3	0,4	Р-14А*	89,0	2,5
Р-4Е	65,9	0,4	Р-15	59,0	2,0
Р-4Л	65,8	0,3	Р-16	80,0	3,0
Р-111Р	63,1	0,3	р-18	85,0	4,0

* Для самолетов, выпущенных в 1979 г.

данные и фактические) в начальный период эксплуатации парка
некоторых пассажирских самолетов. После трехлетней эксплуата-
ции парка самолетов В-747 регулярность их вылета по расписанию
по техническим причинам оценивалась значением Рв = 0,96. Само-
леты Ь-1011, ПС-10 и А-300 достигли уровня Рв = 0,99.

Безотказность пассажирских магистральных самолетов в возду-
хе достигла высокого уровня и оценивается значением Р(т)= 0,999
при т=4 ч.

Безотказность боевых самолетов из-за сложности их систем, бо-
лее тяжелых режимов полета и местных условий работы элементов
агрегатов существенно ниже, чем пассажирских.

Средний налет на неисправность Тн и коэффициент готовности.
Кг ряда американских боевых самолетов представлены в табл. 4.7.

Радиолокационные станции (РЛС) истребителей более поздней
разработки обладают повышенной безотказностью (табл. 4.8). Тре-
( буемое значение вероятности безотказной работы в полете после
двух лет с начала эксплуатации для военно-транспортного самоле-
та С-5А равно Р(т)=0,98 при продолжительности полета т=10 ч.

4.5.	НОРМИРОВАНИЕ БЕЗОТКАЗНОСТИ САМОЛЕТА

Требование обеспечения определенного уровня безотказ-
ности проектируемого самолета будет успешно выполняться, когда
оно выражается достаточно обоснованными количественными пока-
/	Таблица 4.8

Обозначение РЛС	Обозначение самолета	Количество деталей, тыс.	7Н, ч
АЫ/АР(Э-120	Е-4Е	16	5
АЫ/АР(2-113	Р-111Е	12	22
Система А\УС-9	Е-14А	28	30
АМ/АРС-63	Р-15	—-	60
АЫ/АРС-66	Р-16	8	
АИ/АРС-65	Р-18  4	15	100
Показатель
безотказности

по-

за-

за-

выполнения рейса плана
лета

Вероятность вылета без

держки

Налет на невыполнение

дания

Налет на неисправность

Налет на изменение плана
полета

Вероятность безотказного

Обозначение показателя	Тип самолета	Нормируемое значение
^п.п, ч	пассажирский	10 000
/’п.п (т), т=5 ч	пассажирский	0,9995
Рв	пассажирский	0,99
Тп, Ч	транспортный	1000
	маневренный	200
ТII, Ч	транспортный	5
	маневренный	10

испытаниями

и

зателями, которые можно подтверждать расчетами

в процессе разработки конструкторской документации и оценивать
по результатам эксплуатации парка.

Нормируемые..значения показателей надежности для„самолетов

данного.идассл„ДКДШД^хся_в общие технические требования заказ-
чика ив III — на каждый проектируемый самолет. Они учитывают
постоянное совершенствование конструкции изделий"авиационной
Техники, способов производства и методов эксплуатации.

^Разработка нормируемых значений показателей надежности са-
моцветов различног61наЖ^Жйя проводится; па ОСЙойе исследований
их оптимальных обликов и структур, обеспечивающих максималь-
ную реальную эффективность при заданных ограничениях по уело-

----к- V- 	— -   »- Г	»;К	-.^П- и—
виям эксплуатации и стоимости или минимальную стоимость сум-
мирных затрат (см. рис. 1.2) при заданной эффективности. При
этом используются статистические данные о фактической безотказ-г
ности аналогичных самолетов, находящихся в эксплуатации. Иссле- |
дуется динамика фактических значении показателя безотказности |

ГН

Я

самолета' дайнрТб типа по годам эксплуатации в период его конст- |
руктивно-технологической доводки .и. определяется уровень устано- I
вившегося значения показателя безотказности.

1-	. пог-р т—»г ** »м*и*ые»»<«и«8*«*л*****>^*^^ -—--ул--’, >.<. г,„	-.4.»,....

установившиеся значения показателя безотказности для не-
скольких типов эксплуатируемых самолетов данного класса доста-
точноточно отражают достигнутый уровень развития авиационной
техники.

При нормировании Показателя безотказности самолета необхо-
димо учитывать, что процесс повышения надежности самолетов’ в
результате накопления опыта и повышения культуры производства!
совпадает во времени с процессом усложнения систем проектируе-[
мых самолетов с целью повышения их эффективности, увеличения
числа и усложнения выполняемых задач.

Обоснованные требования к безотказности вновь создаваемых
самолетов обычно несколько превосходят достигнутый уровень про-
тотипов. Нормируемые значения показателей безотказности, полу-
ченные на основе анализа тенденций их изменения для современ-

—, А	4








ных самолетов и предназначенные для использования студентами
в процессе дипломного проектирования, представлены в табл. 4.9.

Самостоятельное значение на этапе проектирования имеет зада-
ча оптимального распределения заданного значения показателя
безотказности самолета в целом по его основным системам, т. е.
разработка лимита безотказности основных систем самолета. В об-
щей постановке эта задача решается методом последовательного
приближения по минимуму массы или стоимости основных систем.
Простое приближенное решение можно получить, используя статис-
тические данные о фактическом распределении значения показате-
ля безотказности самолета-прототипа по его основным системам.
Для этого применяются коэффициенты отказов основных систем Л»
прототипа, определяемые по (4.1), причем V /б0.= 1 Определяется
заданное значение суммарного параметра потока отказов основных
систем проектируемого самолета как обратная величина заданного
налета на невыполнение полетного задания <о2=1,/7’п. Тогда нор-
мируемые (требуемые) значения параметра потока отказов основ-
ных систем проектируемого самолета определяются по формуле

=	(4.7)

Лимитируемый налет на отказ данной основной системы проек-
тируемого самолета, приводящий к невыполнению полетного зада-
ния или изменению плана полета, Тщ определится как обратная
величина оч. В качестве примера в табл. 4.10 приведено распреде-
ление по основным системам самолета Р-16 нормируемого налета
на неисправность Тн=2,9 ч.

При обработке.статистических данных, характеризующих безот-
казность отдельных узлов и агрегатов самолета, можно допустить
следующие типичные ошибки: необоснованное применение опреде-
ленного теоретического закона распределения, например, нормаль-
ного вместо логарифмически нормального; отбрасывание крайних
значений фиксируемого параметра; использование для
усеченных распределений формул полных выборок; стремление
увеличить выборку при ограниченных статистических данных при-

Т а б л и ца 4.10

Наименование основных систем	1г о/  Ао? /о	шнГ 4-1	7-нР ч
Планер и его системы	47,4	0,1640	6,1
Силовая установка	4,4	0,0152	66,0
Радиоэлектронное	34,83	0,1205	8,3
оборудование Вооружение	3,41	0,0118	85,0
Пусковые установки	0,31	0,0011	940,0
Управление полетом	9,65	0,0334	30,0
Самолет в целом	100,00	0,346	2,9
водит к ее «засорению» значениями случайной величины, не явля-
ющимися следствием тех физических процессов эксплуатационной
повреждаемости агрегата самолета, безотказность которого хотят
оценить; использование среднего значения износа при прогнозиро-
вании ресурса узла вместо максимальных величин износа, от кото-
рых зависит его фактическая работоспособность.

4.6.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Современные системы учета отказов и неисправностей изделий авиа-
ционной техники обеспечивают объективную фиксацию и оперативную передачу
информации о безотказности самолетов и комплектующих их изделий из эксплуа-
тирующих организаций изготовителям и разработчикам. Для хранения, накопле-
ния и получения необходимой информации о безотказности конкретного изделия
за определенный период эксплуатации широко применяются ЭВМ.	<

® Анализ изменений показателей безотказности основных систем и самолета в
г целом по годам эксплуатации и по сериям выпуска позволяет оценить соответст-
|| вие фактической безотказности и заданной по ТТТ, а также эффективность внед-
Ж ряемых мероприятий по повышению надежности данного самолета.

Исследование распределения отказов и неисправностей по налету методами
технической статистики способствует более глубокому выявлению особенностей
процесса эксплуатационной повреждаемости наиболее ненадежных агрегатов и
систем самолета и его закономерностей. По характеру изменения интенсивности
отказов но налету Л(0 и плотности распределения налета до отказа /(/) полу-
чают достаточно обоснованный закон безотказности данного агрегата, на основе
которого разрабатываются экономически целесообразные мероприятия, повышаю-
щие его безотказность.

Современные самолеты достигли достаточно высокого уровня безотказности»
по сравнению с конструкциями, разрабатывавшимися в 50—60-х годах. Вероят-
ность вылета по расписанию пассажирского самолета доходит до значения Ра —
= 0,99. Значительно большей величины достигла вероятность безотказного вы-
полнения рейса. Налет на отказ маневренного самолета составляет несколько сот
часов.

Нормирование безотказности проектируемых самолетов на основе анализа
статистических данных об отказах и неисправностях эксплуатируемых машин с
учетом тенденций развития авиационной техники реально способствует обеспече-
нию создания самолетов с максимальной эффективностью.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ . -

1.	Данные какого раздела карточки учета неисправностей авиационной тех-
ники позволяют установить, что в данной карточке зафиксирован отказ основной
системы самолета, а не ее неисправность?

2.	Почему в начальный период эксплуатации нового самолета коэффициент
отказов систем планера существенно превышает этот показатель для систем
радиоэлектронного оборудования? И почему при дальнейшей эксплуатации парка
самолетов происходит наоборот?

3.	Изменение какого параметра фактического статистического распределения
обладает наибольшей информативностью при решении вопроса о том, к какому
теоретическому закону оно относится?
ГЛАВА 5,

ПРИЧИНЫ ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА (ФИЗИКА ОТКАЗОВ)

5.1.	ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ ИЗМЕНЕНИЯ КОНСТРУКЦИИ
СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ, ВЛИЯЮЩИЕ

НА ИХ БЕЗОТКАЗНОСТЬ

За прошедшее десятилетие значительно улучшились лет-
но-технические характеристики самолетов. Скорость истребителей
уже в три раза превосходит скорость звука. Сверхзвуковыми стали
бомбардировщики и пассажирские самолеты. Непрерывно увеличи-
вается грузоподъемность дозвуковых пассажирских и транспортных
самолетов. Повышение эффективности авиационной техники оказа-
лось возможным благодаря быстрому развитию методов конструи-
рования, производства и испытаний, приведших к существенным
изменениям элементов деталей и агрегатов, определяющих их без-
отказность.

Рассмотрим изменения в конструкции следующих основных сис-
тем самолета:

Системы планера.

а)	Каркас самолета. Увеличились напряжения в основных сило-
вых элементах благодаря более широкому применению высокопроч-
ных сплавов. Увеличилось число нагружений в час, а также увели-
чился уровень динамических нагрузок и колебаний частей конст-
рукции.

Все эти факторы создали дополнительные трудности в обеспече-
нии необходимой статической выносливости и динамической проч-
ности элементов каркаса. Увеличение величины и частоты пульса-
ций воздушного потока предъявляет особые требования к обеспече-
нию прочности обшивки и заклепочных соединений частей каркаса,
омываемых воздушным потоком.

Ухудшились температурные условия работы конструкций/из-за
кинетического нагрева и повышенной теплоотдачи силовой установ-
ки. В целом конструкция фюзеляжа, крыла и оперения значительно
усложнилась. Увеличилось количество дверей, аварийных и эксплу-
атационных люков, а также их размеры. Усложнилась конструкция
воздухозаборников. В связи с применением сдува пограничного
слоя как по передней, так и по задней кромкам крыла, усложнилась
система механизации. Стали применяться ломающиеся предкрылки,
двух- и трехщелевые закрылки. Самолеты начали оснащаться сис-
темой изменения стреловидности крыла в полете. Взамен мягких
баков в крыле и фюзеляже стали применяться топливные отсеки.
Переход к цельноповоротному стабилизатору усложнил его крепле-
ние к фюзеляжу. На цельноповоротном стабилизаторе появились
предкрылки;
б)	кабина и фонари. Увеличение максимальной скорости поле-
та, аэродинамической и тепловой нагрузок, а также необходимость
расчета лобового остекления на случай столкновения с птицей, вы-
звали усложнение конструкции заделки остекления и систем управ-
ления створками фонарей. Вследствие увеличения динамического
потолка боевых самолетов усложнилась система герметизации ка-
бины. Значительное усложнение конструкции катапультируемого*
кресла, связанное с введением электроприводов и агрегатов авто-
матики вызвано увеличением диапазона скоростей и высот ката-
пультирования;

в)	взлетно-посадочные устройства. Увеличены допускаемые на-
пряжения в элементах шасси. Из-за увеличения скоростей отрыва
и посадки возросли величины и частоты динамических нагрузок и
вероятность появления шимми переднего колеса. Эксплуатация са-
молетов на грунтовых аэродромах увеличила общий уровень нагру-
жения шасси. Увеличение скоростей выпуска и уборки шасси при-
вело к увеличению динамических нагрузок пульсирующего потока,,
действующих на щитки и створки шасси. Значительно возросла
энергоемкость тормозных колес. Резко ухудшились температурные
условия работы авиашин. Значительное возрастание взлетной мас-
сы современных тяжелых самолетов привело к созданию сложных:
многостоечных систем шасси.

Широкое применение получили тормозные парашюты. Боевые
самолеты при эксплуатации с грунта стали оснащаться стартовыми
ускорителями;

г)	гидросистемы. Значительное усложнение гидросистем про-
изошло вследствие увеличения числа выполняемых ими функций-
Переход на более высокое рабочее давление и ухудшение внешних,
условий работы гидроагрегатов (температура, вибрации, загрязнен-
ность рабочей жидкости) вызвали дополнительные трудности в-
обеспечении требуемой безотказности;

д)	пневмосистемы. Наряду с увеличением числа выполняемых
функций, пневмосистемы стали снабжаться большим числом авто-
матических агрегатов. На большинстве самолетов устанавливаются
системы автоматического растормаживания колес с пневматически-
ми электромагнитными клапанами и электрическими инерционны-
ми датчиками. Широкое применение получили передние тормозные
колеса;

е)	топливная система. Увеличение высоты полета и скороподъ-
емности, количества топливных отсеков и производительности топ-
ливоподкачивающих насосов, введение централизованной заправки.’
самолетов топливом привело к существенному усложнению топлив-
ных систем. Вместо простого бачка отрицательных перегрузок при-
меняются бачки-аккумуляторы с подвижной мембраной. Увеличе-
ние температуры отбираемого от двигателя воздуха ухудшило усло-
вия работы' агрегатов системы наддува. Количество агрегатов топ-
ливной системы значительно возросло;

ж)	Система кондиционирования. Увеличение высотности и ско-
роподъемности самолетов привело к усложнению конструкции авто-
78
магического регулятора давления и предохранительного клапана.
Увеличение температуры выше допустимой в отсеках радиоэлек-
тронного и приборного оборудования вызвало необходимость их
«охлаждения с помощью системы кондиционирования. Повышение
температуры воздуха, отбираемого от двигателей для системы кон-
диционирования, потребовало значительного увеличения хладоем-
кости системы и соответствующего усложнения ее структуры с одно-
временным увеличением числа агрегатов;

з)	Система управления. Во всех каналах управления стали при-
меняться пружинные механизмы загрузки и демпферы. В канал
управления стабилизатором включается автомат загрузки по высо-
те и скорости полета. Применение электромеханизмов триммерного
эффекта обеспечивает балансировку самолета на заданном режиме
полета. Большая часть самолетов оборудуется электронными систе-
мами автоматического управления (САУ).

Двигатели. Наибольшее распространение получили двух- и трех-
вальные двухконтурные турбореактивные двигатели с осевым мно-
гоступенчатым компрессором высокой степени повышения давления.
Для обеспечения необходимого запаса устойчивости компрессора
на переходных режимах большая часть ступеней направляющего
.аппарата снабжена поворотными лопатками. Увеличение количест-
ва потребителей усложнило узел приводов и агрегатов, обслужи-
вающих двигатель и самолет. Усложнилась и система управления
«створками реактивного сопла. Значительно усложнилась топливно-
регулирующая аппаратура. Широко применяются устройства ре-
верса тяги.

Электрооборудование. Значительно возросла мощность источни-
ков постоянного и переменного тока. Увеличение количества потре-
бителей усложнило электросеть, потребовало введения большого
количества защитных устройств, а также увеличило количество
.агрегатов коммутационной аппаратуры (реле, контакторов, выклю-
чателей и переключателей). Ухудшились условия работы элементов
электрооборудования вследствие повышения температуры, увеличе-
ния уровня вибраций и увеличения высотности самолетов.

Приборное оборудование. Изменение приборного оборудования
произошло в направлении увеличения номенклатуры приборов, рас-
ширения диапазона измерений, повышения точности измерений и
«создания комбинированных приборов.

Радиооборудование. Усложнение радиооборудования современ-
ных самолетов явилось следствием их оснащения радиолокацион-
ными станциями наведения и управления с более высокими такти-
ко-техническими данными и их сопряжения с навигационными
системами. Количество элементов комплекса радиооборудования
.«современного самолета благодаря микроминиатюризации увеличи-
лось во много раз. Оборудование боевых самолетов системами
радиопротиводействия и сбора информации также усложнило их
радиооборудование в целом.

Вооружение и погрузочное оборудование. По данным зарубеж-
ных специалистов применение ракетных систем различных классов
за счет сложности конструкции самих ракет, устройств их подвески
и пуска, систем их управления существенно затруднило надежную
эксплуатацию этих систем.

Погрузочно-разгрузочное оборудование тяжелых транспортных,
самолетов значительно усложнилось благодаря увеличению числа
выполняемых функций и обеспечению выполнения новых тактиче-
ских задач.

Таким образом, усложнение основных систем самолета с целью
улучшения его летно-тактических данных, а также ухудшение
внешних условий работы элементов систем, создали объективные
предпосылки для увеличения потока отказов и неисправностей.

Поэтому для обеспечения требуемого высокого уровня безотказ-
ности и отказобезопасности систем нового самолета конструктор
должен решать следующие основные задачи:

1.	Проанализировать требования к разрабатываемой системе*
особенности конструкций и опыт эксплуатации аналогичных систем
на других самолетах.

2.	Исследовать ожидаемые условия эксплуатации (ОУЭ) систе-
мы и спектр нагружений.

3.	Произвести анализ работоспособности и обеспечения задан-
ных требований по надежности параллельно с разработкой вариан-
тов схемно-конструктивного решения системы.

4.	Разработать комплекс программ экспериментальных исследо-
ваний неясных вопросов производства и функционирования сис-
темы.

5.	Применять простые и проверенные в эксплуатации конструк-
тивные решения агрегатов в форме модулей и блоков, обеспечива-
ющие взаимозаменяемость, доступность, легкосъемность, контроле-
пригодность, производственную и эксплуатационную технологии-'
ность.

6.	Использовать резервирование агрегатов и подсистемы как
средство обеспечения требуемой безотказности и эксплуатационной,
технологичности.

7.	Уменьшать влияние местных концентраторов напряжений
путем выбора соответствующего материала деталей конструкции*
разработки совершенной технологии изготовления и контроля каче-
ства, применения плавных переходов изменения геометрии деталей*
специальной термообработки, температурных компенсаторов, уве-
личения радиусов — концентраторов, повышения класса чистоты по-
верхностей и точности сопрягаемых деталей, использования стан-
дартного крепежа с натягом.

8.	Обеспечить требуемую чистоту рабочих жидкостей, воздуха
и газов в процессе эксплуатации путем организации их постоянной
очистки от посторонних примесей.

9.	Разработать методы и средства контроля работоспособности
системы. Источники рабочего давления и энергии, задатчики
командных сигналов должны быть оборудованы датчиками и разъ-
емами для подключения контрольной аппаратуры без демонтажа
агрегатов с самолета и без разъема рабочих соединений.
10.	Предусматривать фиксирование положения элементов отка-
завшего агрегата или их перевод в крайнее работоспособное поло-
жение.

11.	Конструкция стыковых узлов и разъемов должна исключать
возможность неправильной установки, соединения, подключения
и т. п.

12.	Разработать наглядную, понятную и обоснованную инструк-
цию по эксплуатации системы.

5.2.	АНАЛИЗ КАРТОЧЕК НЕИСПРАВНОСТЕЙ

р\.ххх?! — ИЧ. ’А‘‘ М& 0 ЧД М У

Помимо использования карточек-неисправностей авиаци-

онной техники для количественной оценки безотказности самолета
данного типа, его систем и агрегатов,?ан^из: распределения коли-
чества повторяющиесянеисправностей по нал

закдйбме]?^^^	... развития- эксплуатационных

Поврёж дений и установить их причины. Совокупность карточек за
определенный календарный период эксплуатации парка самолетов

данного типа содержит исключительно ценную информацию как

для эксплуатационников, так и для производственников и конструк-

торов.

В простых случаях по результатам анализа совокупности карто-
чек можно разработать эффективные мероприятия по устранению
большей части причин возникновения неисправностей. В сложных
случаях для разразботки конструктивных и технологических меро-
приятий дополнительно требуются лабораторные исследования от-
казавших агрегатов, исследования особенностей их производства на
серийном заводе и методов их технического обслуживания в эксплу-
атирующей организации.

При анализе карточек необходимо сгруппировать их по основ-
ным системам самолета и, в зависимости от последствий, отделить
отказы от неисправностей. Для квалифицированного анализа
карточек нужно очень хорошо знать особенности конструкции и тех-
нологии изготовления данной системы самолета или агрегата. Для
выявления физики отказа или неисправности большое значение
имеет полнота заполнения тех разделов карточки, где описываются
условия его проявления и характер обнаруженных повреждений
или отклонений от требований технической документации. При на-
личии разрушений особую ценность представляет эскиз этого уча-
стка конструкции или фотография (например, зоны трещины), при-
клеенная к карточке.

5.3.	ПРИЧИНЫ ТИПОВЫХ ОТКАЗОВ И НЕИСПРАВНОСТЕЙ

СИСТЕМ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА
<

Для анализа и классификации отказов и неисправностей
планер самолета целесообразно разбить на следующие основные
системы:
1.	Фюзеляж. 80% неисправностей фюзеляжа — это трещины
малонагруженных элементов конструкции, на которые действуют
пульсирующие нагрузки воздушного потока. К таким элементам
относятся: патрубки обдува хвостовой части фюзеляжа, обтекатели
тяг противопомпажных створок, тепловые экраны отсеков двигате-
лей, тормозные щитки.

Обрыв головок заклепок в канале воздухозаборников вызывает
преждевременный съем двигателя. Негерметичность топливных от-
секов надолго выводит самолет из строя.

2.	Крыло. Большую часть неисправностей составляют трещины
таких элементов, как детали хвостовой части крыла, зашивки и де-
тали каркаса ниши шасси и аэродинамические перегородки. Негер-
метичность топливных отсеков крыла чаще всего встречается в уг-
лах и около других сильно деформируемых элементов.

3.	Оперение. Типовыми неисправностями являются трещины об-
шивки стабилизатора из-за высоких вибрационных нагрузок, обыч-
но устраняемые увеличением толщины обшивки стабилиза-
тора.

Вследствие высыхания смазки появляются надиры поверхностей
скольжения подшипников полуосей стабилизатора, выявляемые при
регламентных работах и профилактических ремонтах. В эксплуата-
ции нарушение чистоты поверхностей трения обнаруживается по
увеличенным усилиям вращения отсоединенного от бустера стаби-
лизатора. Часто происходит проворачивание внутреннего кольца
подшипника и при этом появляются опасные поперечные риски на
высоконагруженной полуоси стабилизатора.

4.	Кабина. Наибольшая доля отказов приходится на механизмы
управления створками фонаря, особенно при троссовом управлении ,
замками створок. Малые радиусы перегиба тросов вызывают их об-
рывы и заершенность.

Случаи разгерметизации створок фонаря связаны с разруше-
нием шлангов герметизации, отказами кранов и негерметичностью
трубопроводов.

Трещины и потеря прозрачности остекления кабины представля-
ют собой неисправности, устранение которых требует значительного
времени.	,

5.	Тормозной парашют. Обрывы троса тормозного парашюта
из-за высоких динамических нагрузок в момент раскрытия купола.
Применение мягкой фалы парашюта из-за больших упругих дефор-
маций позволяет лучше демпфировать ударную нагрузку и снизить
число случаев обрыва тормозного парашюта. К типовым отказам
тормозного парашюта принадлежат также случаи самопроизволь-
ного его сброса в момент раскрытия купола из-за нечеткой фикса-
ции замка.

6.	Шасси. Трещины и коробление щитков и створок шасси воз-
никают вследствие воздействия на них нерасчетных динамических
нагрузок, возникающих от завихрений воздушного потока при вы-
пущенных шасси.

Случаи поломки механизма гасителя колебаний передней стойки
шасси также связаны с возникновением нерасчетных нагрузок при
появлении шимми переднего колеса.

Трещины сварных швов стоек шасси могут привести к разруше-
нию стойки и к летному происшествию. Для снижения концентра-
ции напряжений в сварном шве применяется чистовая проточка
сварных швов.

Случаи нарушения герметичности амортизаторов стоек шасси
вызваны, в основном, производственными неисправностями при из-
готовлении и сборке деталей уплотнения.

Трещины деталей тормозных колес из-за их перегрева вызваны
применением тормозных колес недостаточной энергоемкости или
нечеткой работой агрегатов антиюзовой автоматики.

Выход из строя авиашин вследствие проколов, порезов и потер-
тостей является распространенной неисправностью скоростных са-
молетов. Разрушение авиашин может привести к тяжелым летным
происшествиям, так как при разрушении авиашины на большой
скорости при разбеге или пробеге происходит, как правило, разру-
шение и колеса, детали которого часто пробивают крыльевый топ-
ливный отсек, и при этом возможно воспламенение самолета.
В целях предупреждения разрушения авиашин из-за их чрезмерно-
го износа в конструкции покрышек с наружной стороны протектора
выполняются цилиндрические колодцы небольшого диаметра и
определенной высоты. При износе протектора до дна колодца авиа-
шина подлежит замене. Для этой же цели слой корда, до появления
которого шину можно эксплуатировать, окрашивается в яркий
цвет.

7.	Силовые гидросистемы. Внешняя негерметичность трубопро-
водов, арматуры и корпусов агрегатов в большинстве случаев ква-
лифицируется как неисправность. При обнаружении внешней не-
герметичности системы на предполетной подготовке и стартовом
осмотре срывается выполнение полетного задания.

Внутренняя негерметичность агрегатов гидросистемы, таких как
насосы, гидроаккумуляторы и гидроцилиндры приводит во многих:
случаях к уходу выходных параметров системы за пределы нормы.
Отказы гидрокранов происходят, в основном, из-за выхода из строя
их электрических,частей.

8.	Бустерная гидросистема. Отказы бустеров являются чрезвы-
чайно редкими событиями. В полете по заявлению летчиков иногда
возникает затяжеление управления, исчезающее до завершения по-
лета. Зафиксировать заклинение золотников бустеров в эксплуата-
ции очень трудно. Дефекты бустеров проявляются и в виде внешней
негерметичности. Остальные отказы аналогичны отказам силовых
гидросистем. Это отказы насосов, негерметичность шлангов и тру-
бопроводов.

9.	Пневмосистема. Типовые отказы вызываются нарушением
герметичности агрегатов и трубопроводов. Отказы инерционных
датчиков и электромагнитных клапанов пневматических тормозных
систем вызываются тяжелыми внешними условиями их работы
из-за сильной загрязненности и высоких температур тормозных
колес.

10.	Топливная система. Негерметичность клапанов, трубопрово-
дов, бачка-аккумулятора и других агрегатов составляют свыше
75% отказов и неисправностей топливной системы. Негерметич-
ность обратного клапана трубопровода наддува подвесного бака
может вызвать пожар самолета, так как после выключения двига-
теля при заправленных подвесных баках топливо под давлением,
«созданным наддувом, из бака через отказавший обратный клапан
попадает в горячий компрессор двигателя.

И. Система кондиционирования. Разрушение мембраны вызы-
вает негерметичность клапана стравливания. На горячих трубопро-
водах отбора воздуха от компрессоров двигателей образуются тре-
щины. Засорение и осмоление, сопровождаемые коррозией, возника-
ют в клапанах и агрегатх, питаемых горячим воздухом от
компрессора из-за его загрязненности.

12.	Управление самолетом. Наименее надежными оказываются
электрические элементы агрегатов управления. В механической
проводке наиболее распространенными неисправностями являются:
повышенные люфты, увеличенное трение и заедание подшипников
тяг и качалок.

13.	Система установки и охлаждения двигателей. К типовым де-
фектам этой системы относятся: коробление самолетных сопел
двигателей, негерметичность редукторов кислородной подпитки
двигателей, трещины патрубков турбостартеров и перепуска возду-
ха из компрессора двигателей.

14.	Маслосистема. Распространенными дефектами являются
внутренняя негерметичность топливо-масляных радиаторов вслед-
ствие некачественной пайки сот и внешняя негерметичность масло-
бака.

Исследование технических причин отказов и неисправностей
является важнейшей основой для разработки конструктивно-техно-
логических мероприятий по повышению надежности само-
лета.

Наиболее ценную информацию о физике отказов дают исследо-
вания технического состояния отказавших агрегатов самолетов с
максимальным налетом.

5 4. КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ
НАДЕЖНОСТИ СИСТЕМ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА

Фюзеляж, крыло, оперение. Для предотвращения образо-
вания трещин на малонагруженных элементах конструкции, на ко-
торые действуют пульсирующие нагрузки воздушного потока, необ-
ходимо снизить общий уровень расчетных напряжений до ор(0,3—
0,5) ов и уменьшить влияние концентраторов напряжения. Следует
широко применять химически травленные обшивки и фюзеляжные
панели с утолщениями полотна в местах расположения заклепок,
болтов и точечной электросварки. При конструировании фюзеляжа
необходимо обратить внимание на обеспечение повышенной проч-
ности таких узлов, как патрубки забора воздуха, обтекатели тяг и
иротивопомпажные створки воздухозаборников, тормозные щитки,
створки шасси и легкосъемные панели, тепловые экраны двигателей
и углы в топливных отсеках. Заклепки в каналах воздухозаборни-
ков должны иметь двойной запас прочности на обрыв потайной го-
ловки. Для сокращения количества сквозных отверстий в клепан-
ных топливных отсеках, которые необходимо герметизировать, сле-
дует применять фрезерованные панели с ребрами по продольному
и поперечному набору, используя их для соединения со стенками,
шпангоутами и нервюрами. Швы по периметру топливного отсека
желательно вынести из зоны топлива, применяя для этого стенки
швеллерного сечения. Эксплуатационные люки в топливном отсеке
должны обеспечивать доступ к любой точке внутренней поверхно-
сти, омываемой топливом, для ремонта герметизации в эксплуата-
ционных условиях.

При конструировании крыла необходимо обратить внимание на
обеспечение повышенной прочности хвостовой части между кессо-
ном и закрылками, деталей ниши (если колесо и стойка убираются
в крыло) и аэродинамических перегородок, поскольку эти части
крыла подвержены усталостному растрескиванию вследствие воз-
действия на них завихренного воздушного потока. В крыльевых
топливных отсеках необходимо обеспечить повышенную жесткость
заделки углов и сильно нагружаемых силовых элементов, таких как
рельсы навески закрылков и предкрылков, кронштейны навески
элеронов и интерцепторов, узлы крепления пилонов и силовых гид-
роприводов. Эти мероприятия позволят уменьшить число случаев
разгерметизации крыльевых топливных отсеков в процессе эксплу-
атации самолета.	'

При конструировании оперения с учетом знакопеременного на-
гружения его сбегающими с крыла вихрями толщины обшивок и
панелей следует выбирать на 10—20% больше, чем требуется по
расчету статической прочности. Чтобы внутреннее кольцо подшипни-
ка скольжения оси цельноповоротного горизонтального оперения не
проворачивалось и на сильно нагруженной оси не образовывались
опасные поперечные риски, целесообразно внутреннее кольцо под-
шипника делать увеличенной ширины, а в качестве материала для
него использовать бронзу.. На всех трущихся поверхностях необхо-
димо обеспечить наличие консистентной смазки от 200 до 1000 ч
налета самолета. . Это достигается установкой сальниковых уплотне-
 ний, герметизирующих данную пару трения. Перспективно также
и применение пар трения с пленкой из пластических масс. Такие
поверхности не нуждаются в смазке.

С целью локализации начавшегося усталостного разрушения
элементов планера на пассажирских самолетах, обладающих боль-
шим ресурсом, рационально применять так называемые безопасно-
повреждаемые типы конструкций. К ним можно отнести: а) стати-
чески неопределяемые многостеночные конструкции крыла и опере-
ния; б) агрегаты, собранные из отдельных панелей по хорде крыла
или по периметру сечения фюзеляжа, трещины которых не переда-
ются на соседние панели; в) панели, состоящие из двух листов по
толщине; г) двойные проушины стыковых узлов и кронштейнов на-
вески агрегатов.

В эксплуатации используется ряд методов ограничения роста
появившихся усталостных трещин, обнаруживаемых средствами не-
разрушающего контроля. Наиболее простые методы — засверловка
вершины трещины и пластическая деформация давлением. В более
сложных случаях зона трещины панели или стенки дополнительно
усиливается внутренними, а иногда и наружными накладками, ко-
торые существенно снижают уровень действующих напряжений. На
повышение надежности нагруженных агрегатов планера решающее
влияние оказывает применение высокоресурсного крепежа (см.
гл. 7).

Кабина. Управлять замками сдвижной части или откидными
створками фонаря целесообразно при помощи жестких тяг, а не
тросовой проводки, так как при малых радиусах роликов тросы за-
ершиваются и часто обрываются. Для предохранения шлангов гер-
метизации фонаря от преждевременной потертости и разрушения
в процессе выполнения наземных работ их надо полностью утопить
в колодцах борта кабины. Образование трещин и потеря прозрач-
ности остекления кабины в процессе эксплуатации самолета могут
быть уменьшены применением такой конструкции заделки остекле-
ния, которая обеспечивает отсутствие монтажных напряже-
ний.

Тормозной парашют. Конструкция троса тормозного парашюта
за счет упругих деформаций должна обеспечить демпфирование
высоких динамических нагрузок в момент раскрытия купола. При
этом капроновая фала оказывается предпочтительнее, чем стальной
трос. Для сокращения случаев самопроизвольного сброса тормоз-
ного парашюта из-за нечеткой фиксации чеки троса в замке необхо-
димо обеспечить возможность визуального контроля закрытия зам-
ка при снаряжении тормозного парашюта.

Шасси. Щитки и створки шасси должны обладать повышенной
прочностью вследствие воздействия на них нерасчетных динамиче-
ских нагрузок от завихрений воздушного потока при выпущенных
шасси. Механизм гасителя колебаний передней ноги шасси (демп-
фер шимми) также должен обладать повышенными запасами проч-
ности и мощности, чтобы его работоспособность и целостность
сохранялись при появлении шимми. Для уменьшения количества
случаев образования трещин в сварных швах и разрушения стоек
шасси по сварным швам применяется их чистовая проточка, умень-
шающая концентрацию напряжений в швах. Упрощение конструк-
ции уплотнений позволит уменьшить число случаев нарушения гер-
метичности амортизаторов стоек шасси вследствие производствен-
ных неисправностей, допускаемых в сложных конструкциях при
изготовлении деталей и сборке узлов уплотнения. Растрескивание
деталей тормозных колес вследствие перегрева на пробеге и при
рулении можно уменьшить, увеличивая их энергоемкость и повы-
тая безотказность работы агрегатов антиюзовой автома-
тики.

Для повышения безотказной работы авиашин желательно не
применять пневматики с чрезмерно высоким давлением. Для пре-
дотвращения чрезмерного нагружения и возможного разрушения
пневматика переднего колеса — центробежными силами при разбе-
ге для самолетов и большой скоростью отрыва передней ноги сле-
дует выбирать максимальный наружный диаметр колеса. Необхо-
димы конструктивные индикаторы износа авиашин (колодцы опре-
деленной глубины на внешней поверхности покрышки, цветной
корд и т. п.).

Безотказность шасси можно повысить и путем схемных решений.
Например, заднее расположение подъемника — подкоса передней
логи при ее уборке вперед по полету обеспечивает восприятие пе-
реднего удара при движении по ВПП даже в случае отказа шари-
ковых замков выпущенного положения. При переднем расположе-
нии подъемника — подкоса и уборке ноги назад по полету в случае
отказа замков выпущенного положения воздействие переднего
удара вызовет складывание ноги шасси.

Гидросистемы. Снижение вероятности появления внешней не-
герметичности гидросистем возможно с помощью уменьшения рабо-
чего давления, сокращения числа стыков трубопроводов и сниже-
ния их вибрационного нагружения при уменьшении пульсации
давления рабочей жидкости. Большое значение имеют характерис-
тики усталостной долговечности материала трубопроводов высокого
давления, особенно при монтажах, допускающих резонансные коле-1
бания трубопровода. Уменьшение числа случаев внутренней негер-
метичности агрегатов гидросистем, таких, как насосы, гидромоторы,
гидроаккумуляторы и гидроцилиндры, связано с повышением их
ресурса. Большое влияние на безотказность гидросистем оказывает
чистота рабочей жидкости, которая обеспечивается рядом конст-
руктивных мероприятий, в том числе и установкой соответствующе-
го количества фильтров грубой и тонкой очистки. Повышение без-
отказности электрогидрокранов связано в первую очередь с устра-/
нением технических причин отказов их электрических час^
тей.	/

Применение бустерных гидросистем закрытого типа повышает
их безотказность.	/

Радикальным средством повышения безотказности гидросистём
является их резервирование, однако при его использовании прихо-
дится считаться с увеличением массы, стоимости и количества де-
фектов, которые необходимо устранять, чтобы самолет был готов к
вылету.

Четырехкратное резервирование гидросистем, обеспечивающих
управление полетом самолета, незначительно повышает их безот-
казность, по сравнению с трехкратным.

Пневмосистемы. Повышение безотказности пневмосистем  глав-
ным образом связано с уменьшением числа случаев нарушения гер-
метичности агрегатов и трубопроводов. Для повышения безотказно-
сти инерционных датчиков и электромагнитных клапанов
пневматических тормозных систем необходимо надежно защитить
их от вредного воздействия пыли, влаги и высокой температуры
тормозного колеса.

«Топливная система. Основные мероприятия по повышению без-
отказности топливной системы направлены на улучшение герметич-
ности трубопроводов и агрегатов, а также на обеспечение безпере-
бойного снабжения всех двигателей топливом при отказе отдельных
элементов системы.

Примечание. Применение топливно-воздушных и топливно-масляных ра-
диаторов (из-за тяжелых последствий нарушения их герметичности) допустимо
только при гарантии высокого качества изготовления паяных сот. Такие агрегаты
системы, как подкачивающие и перекачивающие насосы топливных отсеков дол-
жны дублироваться.

Система кондиционирования. Повышение безотказности регули-
рующих агрегатов системы кондиционирования воздуха обеспечи-
вается повышением- их коррозионной стойкости под воздействием
высокой температуры (до 500°С) и при осмолении веществами, по-
падающими в компрессор двигателя через воздухозаборник. В схе-
му трубопроводов и агрегатов горячей части системы должны
входить сильфоны, обеспечивающие компенсацию температурного
удлинения. Ресурс сильфонов должен быть не меньше ресурса
\ самолета до первого ремонта. Повышение ресурса мембраны кла-
\ пана стравливания позволит существенно увеличить значение пока-
зателя его безотказности.

Управление самолетом. Повышение безотказности этой важной
системы самолета связано в первую очередь с увеличением надеж-
ности электрических и электронных элементов агрегатов и блоков
введением резервирования и облегчения внешних условий ра-
боты.

\ Безотказность механической проводки управления можно уве-
\ личить, уменьшая контактные напряжения в парах трения, улуч-
\шая условия их смазки и применяя герметичные под-
шипники.

\ Установка и охлаждение двигателей. Установка двигателей на
филонах требует повышенных запасов прочности с учетом знакопе-
ременных и вибрационных нагружений узлов. Для предотвращения
образования трещин на обшивке патрубков забора воздуха для
окдаждения двигателей ее толщина должна быть увеличена на
30Ш50%.

Повышение безотказности систем планера современных самоле-
тов обеспечивается, как правило, не резервированием, о недостат-
ках которого сказано ранее, а в первую очередь разработкой и
внедрением конструктивных мероприятий, повышающих надеж-
ность элементов. При современном состоянии техники применение
резервирования*можно признать рациональным в системах с элек-
трическими и электронными элементами малой массы, а также в тех
системах, отказ которых угрожает безопасности самолета или на-
носит значительный экономический ущерб.
5.5.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Увеличение напряженности элементов конструкции современных са-
молетов с целью снижения их массы и ухудшение внешних условий их работы
вследствие расширения диапазона рабочих режимов самолетов создают объектив-
ные предпосылки для возникновения отказов и неисправностей. Конструктивно-
технологические недостатки чертежей, несовершенство способов изготовления и
методов технического обслуживания в процессе эксплуатации являются субъек-
тивными предпосылками снижения безотказности самолетов.

Тщательные и систематические исследования причин усталостного и коррози-
онного разрушения, эксплуатационного изнашивания, нарушения герметичности
и электропроводимости по результатам испытаний, эксплуатации, анализа техни-
ческого состояния головной группы самолетов и расследования причин летных
происшествий позволяют обобщить эти данные и повышать надежность авиаци-
онной техники.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Почему в процессе длительной эксплуатации самолетов большая часть тре-
щин образуется на несиловых деталях планера?

2.	Какой основной вид неисправностей присущ топливной, гидравлической,
пневматической системам и системе кондиционирования самолетов?

3.	Перечислите мероприятия по снижению изнашивания узлов. Какие из них
наиболее эффективны?

4.	Какой пример можно привести, когда неисправность вызывает изменение
условий нагружения узла и его последующее разрушение?
Г Л А В А 6
к

РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ ОЦЕНКИ БЕЗОТКАЗНОСТИ СИСТЕМ
И САМОЛЕТА В ЦЕЛОМ НА ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

6.1.	МЕТОД СТРУКТУРНЫХ СХЕМ

Обеспечение высокого уровня надежности современной
авиационной техники связано в настоящее время с использованием
методов количественной оценки безотказности систем и самолета
в целом по известным значениям безотказности элемен-
тов.

Метод 'структурных схем является самым простым и заключает-
ся в том, что реальная система отображается структурной схемой
событий безотказной работы элементов (диаграммой безотказной
работы), состоящей из суммы последовательных и параллельных
соединений звеньев.

Условия расчета безотказности методом структурных
схем.

1.	События, изображенные на диаграмме безотказной работы
системы, должны быть независимыми.

2.	Одно и то же событие может изображаться на диаграмме
безотказной работы только один раз в виде одного звена, т. е. дол-
жна соблюдаться ординарность звеньев.

3.	Система рассматривается состоящей только из одноотказных
элементов..

4.	В диаграмме безотказной работы не должно быть события,,
являющегося отрицанием другого события.

Типовая методика расчета безотказности методом структурных
схем предусматривает следующую последовательность.

1.	Определение основных функций системы и анализ зависимо-
стей между элементами (изучая принципиальную й монтажную
схемы).

2:	Составление структурной (расчетной) схемы событий безот-
казной работы системы и ее элементов.

3.	Выписываются расчетные формулы.

4.	Сбор и обработка информации об отказах элементов
системы.

5.	Количественная оценка вероятности безотказной работы
системы. ?

6.	Выводы ц рекомендации.

Прежде чем перейти к анализу методов расчета надежности
систем, остановимся на некоторых законах определения вероятно-
стей сложных событий.
6.2. НЕКОТОРЫЕ ТЕОРЕМЫ И ПОНЯТИЯ ТЕОРИИ
ВЕРОЯТНОСТЕЙ, НЕОБХОДИМЫЕ ПРИ РАСЧЕТАХ
НАДЕЖНОСТИ СИСТЕМ

Совместными называются такие события, когда осуществление одно-
го из рассматриваемых событий не препятствует осуществлению любого другого
из них. Например, отказ элемента, вызывающий отказ системы (событие Д), и от-
каз системы в целом (событие В).

Несовместными называются взаимно исключающие друг друга события. На-
пример, работоспособное состояние системы (событие Д) и отказ системы (собы-
тие А).

В этом случае два несовместных события образуют полную группу событий,
для которой

Р (А) + Р (Л) - 1.	(6.1)

В общем случае для полной группы несовместных событий Д2, Дз, ...» Д«

(6.2)

1 = 1

Зависимыми событиями называются такие, когда появление одного из них
изменяет вероятность появления другого. Например, вероятность разрыва обоих
пневматиков стойки шасси зависит от разрыва любого из них.

Независимыми событиями называются такие, когда появление одного из них
не изменяет вероятность появления другого..

Теорема сложения вероятностей:

Если происходят два события А и В, то

Р(А или В)=Р(А)АГР(В)-Р(АВ),	(6.3)

где Р(А)—вероятность появления события Д; Р(В)—вероятность появления
события В-, Р(АВ)—вероятность одновременного (совместного) появления со-
бытий А и В.

В общем случае, если имеется к событий, то

или А2 или Д3 или... или Ак)~

/ = 1	{<]	К]<т

Если все события являются несовместными, то

Р(А или В)=Р (А)+Р (В);

(к

Аг или А2 или...или Ак)— V Р (АД

Теорема умножения вероятностей:

Если события совместные и зависимые, то

Р(АВ)=Р(А)Р(В'1А)-,

Р(АЪ А2.. - Л) = Р (Л1) Р (А21Аг) Р (Лз/л, А2).. .Р (А^А^... А^).

Если события совместные и независимые, то

Р (В[А) = Р(1	3); Р(А/В)=Р(А)
Следовательно,

6.3. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОЕ И ПАРАЛЛЕЛЬНОЕ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ

(6.4)

(6.5)

Метод структурных схем основан на представлении
сложного события (безотказной работы системы) как сочетания
элементарных событий (безотказной работы элементов).

Принимается следующее ограничение: элементарные события,,
изображаемые в виде событий диаграммы безотказной работы, дол-
жны быть независимыми.

Система, состоящая из двух независимых элементов, связанных
функционально таким образом, что отказ любого из них вызывает
отказ системы, будет отображаться расчетной структурной схемой
(диаграммой) безотказной работы с последовательно соединенны-
ми событиями безотказной работы элементов (рис. 6.1). Безотказ-
ность такой системы определяется вероятностью безотказной рабо-
ты по формуле (6.4).

В общем случае, когда система или ее участок отображается
последовательно соединенными независимыми событиями безотказ-
ной работы элементов, то вероятность безотказной работы такой
системы определяется уравнением (6.5).

Система, состоящая из независимых элементов, связанных
функционально так, что отказ системы происходит из-за отказа
всех элементов, будет отображаться структурной схемой с парал-
лельно соединенными событиями (рис. 6.2)

Р(А1+А2);

Р(С)

Рис. 6.1. Диаграмма безотказ-
ной работы при двух последо-
вательных событиях

Рис. 6.2. Диаграмма безотказ-
ной работы при двух парал-
лельных событиях

Рис. 6.3. Диаграмма безотказ-
ной работы системы с парал-
лельно функционирующими эле-
ментами
Р(С)

Р(.А1А2);

Р (С)= Р (Дх) Р (Л2);

(6.6)

1 — Р(С)=[1 -Р(А)][1 -Р(Д2)];

Р (С) = 1 - [ 1 - Р (Л)] [ 1 - Р (А,)].

В общем случае, когда система или ее участок отображается па-
раллельно соединенными событиями (рис. 6.3),

Р(С)=1-П[1-т,)].

1=1

(6.7>

Рассмотрим несколько случаев параллельно-последовательного
соединения событий в структурной схеме.

1.	Имеется т параллельных цепочек по п одинаковых событий
в каждой (рис. 6.4). Обозначим Р(А)=Р.

Вероятность безотказной работы каждой цепочки

Р(С)=1 —(1—Р«),га==1—

При т->оо Р(С)->1, т. е. увеличение числа параллельных цепей
или элементов увеличивает безотказность системы;

при /г->ооР(С)->0;

при п->оот-^ооР(С)->0.

2.	Имеется п групп, каждая из которых состоит из т параллель-
ных соединений событий (рис. 6.5).

Вероятность безотказной работы каждой группы Ргр=1—(1—

—Р)т, где Р=Р(А), Р(С) =РТ1?п, тогда

Р(С)=[1-(1-РГ]«.

(6.9)

При т->оо Р(С)->1;

при п-э-оо Р(С)->0;

при т->оо и п->оо Р(С)->1.

Отсюда вывод, что поэлементное резервирование при увеличе-
нии числа резервных элементов быстрее повышает безотказность-
системы, чем общее резервирование.

Дублированная система самолета, состоящая из основной под-
системы и постоянно включенной резервирующей подсистемы, может
также отображаться диаграммой безотказной работы, представлен-
ной на рис. 6.2. Под событием А^ понимаем событие безотказной
работы основной подсистемы, а А% — событие безотказной работы
резервной подсистемы. Вероятность безотказной работы дублиро-
ванной системы определяется по формуле (6.6).

В частном случае, когда основная и резервная подсистемы име-
ют одинаковые структуры и их вероятности безотказной работы
равны, т. е. Р(41) =Р(Л2) ~Р, то, раскрывая скобки в формуле
(6.6), получим Рдубл=2Р—Р2.
Рис. 6.4. Диаграмма безотказной ра-
боты при т параллельных цепочках
из п последовательных событий

Рис. 6.5. Диаграмма безотказной работы
при п последовательных групп из т па-
раллельных событий

Для относительно малого времени полета самолета т можно
воспользоваться приближенной формулой Р=1—сот, тогда Рдубл =
= 1—со2т2 и для времени работы справедливо простое соотно-
шение (Одубл—<*)2т, где о — параметр потока отказов подсистемы.

В общем случае при экспоненциальном законе распределения
-отказов элементов подсистем, образующих дублированную систему

п	т

—2	— V

Р(Лх)=е ; Р(Л2)==е	,

х_ -
где /гит — количество элементов, соответственно, в основной и ре-
зервной подсистемах.

Располагая значениями показателей безотказности элементов
подсистем в форме параметра потока отказов, по формуле (6.6)
получим

(6.10)

По ГОСТу 27.002—83 резервирование трактуется как примене-
ние дополнительных средств и (или) возможностей с целью сохра-
нения работоспособного состояния объекта при отказе одного или
нескольких его элементов.

Резервирование элементов, узлов и подсистем является мощным
средством повышения безотказности и отказобезопасности проекти-
руемых систем самолета. Например, при Р(Д1) =Р(А2) =0,9 для
темы из двух дублированных элементов по формуле (6.6) получим
Р (С) =0,99.

Нагруженный резерв содержит один или несколько ре-
зервных элементов, находящихся в режиме основного элемента. Де-
ление элементов или подсистем на основные и резервные при нагру-
женном резерве является условным. Например, при постоянном
дублировании, пока обе одинаковые подсистемы работоспособны,
нельзя безусловно определить, какая из них основная, а какая —
резервная. В таком случае подсистемам просто присваиваются ин-
94
дивидуальные порядковые номера или другие обозначения (зеле-
ная, голубая и т. п.).

Облегченный резерв содержит один или несколько ре-
зервных элементов, находящихся в менее нагруженном режиме, чем
основной.

В ненагруженном резерве элементы находятся в нена-
груженном режиме до начала выполнения ими функций основного-
элемента.

Понятия нагруженного, облегченного и ненагруженного резер-
вов применяют для разграничения однотипных резервных элемен-
тов по уровню их безотказности, долговечности и сохраняемости.
При этом элементы нагруженного резерва имеют тот же уровень
безотказности, долговечности и сохраняемости, что и резервируе-
мые ими основные элементы объекта; элементы облегченного резер-
ва обладают более высоким уровнем безотказности, долговечности
и сохраняемости, а для элементов ненагруженного резерва условна
полагают, что они, находясь в этом режиме, никогда не отказывают
и не достигают предельного состояния.

Кратность резерва —отношение числа резервных элемен-
тов объекта к числу резервируемых ими основных элементов объек-
та, выраженное несокращаемой дробью.

Дублирование—резервирование с кратностью один к од-
ному.

6.4.	РЕЗЕРВИРОВАНИЕ ЗАМЕЩЕНИЕМ

Важные системы самолета, отказы которых влияют на
безопасность, иногда резервируются аварийными системами, вклю-
чаемыми только в случае отказа основных. Например, аварийные
системы выпуска закрылков, выпуска шасси, торможения и другие
рассчитываются на одноразовое срабатывание, они имеют более
простую структуру и меньшую массу, чем основные системы. Сово-
купность основной и аварийной подсистем с устройством, включаю-
щим аварийную подсистему после отказа основной, представляет
собой резервирование замещением.

Определяем функцию плотности отказов системы, состоящей и&
двух систем с параметрами потока отказов в рабочем режиме цц
и 02- Одна система основная, другая — аварийная.

Предполагается, что если основная система отказывает в момент
времени ть аварийная система начинает работать немедленно и
переключающее устройство абсолютно надежно. Момент отказа
аварийной системы Т2—т—ть если время работы аварийной систе-
мы отсчитывается от момента отказа основной системы.

Вероятность отказа системы на бесконечно малом участке рабо-
ты (т, т+Ат) равна произведению

А м •

Интегрируя по ц, получаем совместную функцию плотности
распределения /”(т) отказов системы, состоящей из основной и ава-
рийной систем:
т

/(*)=( /1 (Г1) /1 (г2) 4/Тр
б

При экспоненциальном законе распределения времени до отказа

т

У(т)=ш1<о21 е~“^е-“2(т-т>>4/т1 ———(е“®»х—е—Ш2Т) =

с)	О)2 —

О

/ е~“1Т	।	\

= «1^2-------------------•

\ 0)2—	О>1 — 0)2 /

Вероятность безотказной работы нашей системы получается ин-
тегрированием функции плотности:

Р(С)

ОО

(6-11)

Р(С)=е-“.’-|-----^1—

о)2 — (Ох

°>1

Ш1 — ш2

где со1

Поскольку аварийная система не работает во время полета, мы
предполагали, что она имеет нулевой параметр потока отказов до
тех пор, пока она не включена в работу.

Если предположить, что аварийная система в нерабочем режиме
также будет иметь некоторый параметр потока отказов, который
будет меньше параметра потока отказов в рабочем режиме, то, обо-
значив параметр потока отказов основной системы через ®1, пара-
метр потока отказов аварийной системы в рабочем режиме через со2,
параметр потока отказов аварийной системы, когда она не включе-
на в работу, через со3 с учетом вероятности безотказной работы
переключающего устройства Р(П), получим



(01

0)1 + 0)3 — ш2

(6.12)

р—<о2т

— (а>1+“з) Ч

Безотказность системы при различных видах отказов. Различ-
ные виды отказов одного и того же элемента по-разному влияют на
безотказность системы.

При параллельном функциональном соединении двух электриче-
ских элементов (см. рис. 6.2) такой вид отказа, как короткое замы-
кание любого из элементов, приводит к отказу всей системы, а та-
кой вид отказа, как обрыв в любом из элементов, приводит к отка-
зу только этого элемента, и система остается работоспособной.

При последовательном функциональном соединении двух эле-
ментов (см. рис. 6.1) такой вид отказа, как обрыв в любом элемен-
те, приводит к отказу системы.
Рис. 6.6 Диаграмма безотказной работы систе-
мы из двух резервированных элементов, под-
верженных отказам типа обрыв и заклинение

Чтобы найти аналитическую зависимость безотказности системы
от безотказности элементов при различных видах их отказов, ис-
пользуется такой прием. Каждый элемент, имеющий два вида от-
казов, представляется как два функциональных элемента, каждому
из которых присущ только один вид отказа.

Тогда, имея систему из двух параллельно включенных элемен-
тов, ее можно отобразить диаграммой безотказной работы, состоя-
щей из параллельно соединенных событий отсутствия обрыва и из
последовательно соединенных событий, отсутствия короткого замы-
кания (рис. 6.6).

6.5.	МЕТОД ЛОГИЧЕСКИХ СХЕМ

Прежде чем перейти к изложению метода логических
схем, рассмотрим некоторые законы алгебры логики.

Для выражения логических условий, определяющих комбинации
взаимосвязанных функций отдельных элементов системы, при кото-
рых обеспечивается безотказная работа системы в целом, использу-
ются следующие элементарные функции алгебры логики:

А—дополнение к событию А или его отрицание (читается не А);

А1А2 — логическое умножение событий (читается А1 и А2);

А1 + Д2 — логическое сложение событий (читается А1 или Л2).

Для существенного упрощения уравнения безотказной работы
системы необходимо пользоваться следующими законами алгебры
логики.

Закон ассоциативности: (А1А2) А3=А1 (А2А3).

Закон коммутативности: А1А2=А2А1.

Закон идемпотентности:

Если событие А следует из события В, то А + В = В и АВ=А.

Следствие 1. А+А=А и АА—А.

Следствие 2. Если обозначить достоверные события через 1, а
недостоверные — через 0, то 1+А = 1; 0-А = 0; 1-А=А.

Закон дистрибутивности:

(А + В)С=АС+ВС.

Метод логических схем рассмотрим на примере расчета надеж-
ности насосной группы топливной системы самолета (рис. 6.7).

Насосы 1, 2, 7 и 8 перекачивают топливо из баков № 1 и № 3 в
расходный бак № 2.

Насосы 3, 4, 5 и 6 подают топливо из бака № 2 в общий коллек-
тор и оттуда — к двигателям.

Для безотказной работы системы достаточно:
Рис. 6.7. Схема функционирования на-'
сосов топливной системы

Рис. 6.8. Логическая схема событий,
обеспечивающих безотказную работу
топливной системы

1)	безотказной работы одного из двух насосов в баках № 1 и
№ 3;

2)	безотказной работы любых трех из четырех насосов расход-
ного бака.

Логическая схема безотказной работы системы представлена на
рис. 6.8. Данная логическая схема не является структурной, так как
в ней одни и те же события повторяются.

Запишем уравнение событий:

С — (Лг -р Л2) (Л7 4"5 4“ ^3^4 Лб 4" -^3^5^6 4“ ^4^5-^б)»

Обозначим С=С1С2, где С]=(Л14-Л2) (Л7+Л8).

Так как С1 и С2 — независимые события,

Р^^Р^С^Р^).

Событие С1 представляется структурной схемой. Используя фор-
мулы для параллельно и последовательно соединенных событий,
получаем

Р (Сх)= {1 - [ 1 - Р (Д,)] [ 1 - Р (Л2)]) (1 - [ 1 - Р (Д7)] [ 1 - Р (Д8)] |.

Выпишем вероятность события С2:

Р (^г) — Р (Л3Л4Л5 Д- Л3Л4Л6 Д- А 3Л 5Л 6 Л4Л5Л 6).

4- ---.- - '	-- V

По формуле (6.3)

Р(С3)+Р(С4)-Р(С3С4).

Слагаемые этого уравнения выразим через вероятности безот-
казной работы элементов системы:

Р (С3)

Р (Л3Л4Л5)Д-Р (Л3Л4Лб) - Р (Л3Л4Л5Л3Л4Лб)=

Р (Л3) Р (Л4) Р (Л5) Д- Р (Л3) Р (Л4) Р (Лб) - Р (Л3) Р (Л4) Р (Л5) Р (Л6).

Здесь и далее для упрощения последних слагаемых мы пользу-
емся следствием 1 закона идемпотентности алгебры логики:

>
Р (б4)—Р (243А5А6) -}- Р (А4А5А6) Р (А3А5А8А4А5Аб)—

= Р (А3) Р (А5) Р (А6) + Р (А4) Р (А5) Р (А6) - Р (А3) Р (А4) Р (А5) Р (Аб);

Р — Р	4"	(^3^5^6 4" -^4-^5-^б)] —

Р (-^3^4^5^6 4- -^3-^4-^5-^6

Р (А3А4А5А6) = Р (А3) Р (А4) Р (А5) Р (А6).

Подставляя полученные значения в уравнение для Р(С2) и
обозначая для упрощения записей Р(А3)=Р3; Р(А4)=Р4 и т. д.,
получаем

р (С2)=р3р4р,+р.р.р, 4- р3р5р6

р4р5р6 - зр3р4р,р6.

Окончательно вероятность безотказной работы системы запишется:

Р(С) —[1 —(1 -Рх)(1 -Р2)] [1 -(1 -Р7)(1 -Р8)] X

X Рз^5 +	4- ^5^6 4- Р4Р5Р6 - З^зЛ^б]-

Если вероятности безотказной работы одинаковых элементов
равны, то Р==Р1 = Р2 = Р7 = Р8 и Р = Р3 — Р4 = Р5=^Р6 и тогда Р(С) =
=|[1 — (1— Р2)]2 (4Р3—ЗР4).

В отличие от метода структурных схем данный метод применя-
ется для расчета безотказности сложных систем с дробной кратно-
стью резервирования, зависимыми отказами элементов и различны-
ми видами отказов одних и тех же элементов.

Ранее использовались структурные схемы безотказной работы
систем, представленные только событиями безотказной работы эле-
ментов. Такой же принцип использовался при составлении и логиче-
ской схемы событий безотказной работы системы с дробной крат-
ностью резервирования (см. рис. 6.8). Но можно рассматривать
полную группу несовместных событий, при которых обеспечивает-
ся работоспособность сложной системы.

Например, если насосная группа бака № 2 (см. рис. 6.7) обеспе-
чивает безотказное питание двигателя при безотказной работе лю-
бых трех насосов из четырех, то полная группа событий формули-
руется следующим образом. Насосная группа работает безотказно

при следующих условиях:
если все четыре насоса ра-

ботают безотказно;

если насос 3 отказал, а ос-
тальные работают безотказно;

если насос 4 отказал, а
остальные работают безотказ-
но;

Рис. 6.9. Логическая схема полной
группы событий, при которых обеспе-
чивается безотказная, работа топлив-
ных насосов расходного бака
если насос 5 отказал, а остальные работают безотказно;

если насос 6 отказал, а остальные работают безотказно.

Логическая схема событий, обеспечивающих безотказную рабо-
ту системы в этом случае, представлена на рис. 6.9.

Алгебраическое уравнение событий запишется в следующей
форме:

где Д3, А4, Аз и Ав — события потери работоспособности, соответст-
венно, насосов 3, 4, 5 и 6.	•

Вероятность события С2, как вероятность суммы несовместимых
событий, будет равна сумме их вероятностей:

Р(С2)

Р (А3А4А5А6)

Р (А3А4 А5А6)

Р (^3^4^5^б)

—Р (А3А4А5А6) Р. (А?А4а5а6).

Вероятность произведения совместных и независимых событий со-
гласно теореме умножения вероятностей равна произведению веро-
ятностей этих событий. Следовательно:

Р (С2)=Р (А3) Р (А4) Р (А5) Р (Аб) + [ 1 - Р (А3)] Р (А4) Р (А5) Р (Аб) +

+Р (А3) [1 - Р (А4)] Р (А5) Р (Аб) + Р (А3) Р (А4) [ 1 - Р (А5)] Р (А6) Д-

+ Р(А3)Р(А4)Р(А5)[1-Р(Аб)].

Обозначая Р(А3) = Р3; Р(А4) = Р4 и т. д., получим

Р (С2)=Р3Р4Р5Р6 + Р4Р5Р, - Р.Р.Р.Р, + Р.Р.Р, - Р,Р4Р5Р, +

При одинаковых насосах Р^ = Р4 = Р5 = Р6~Р и тогда
Р (С2)=4Р3 - 3/4

Используя логическую схему с полными группами событий,
включая и возможные отказы элементов, мы пришли к сумме не-
совместных событий и существенно упростили вывод уравнения
вероятности безотказной работы системы. Естественно мы пришли
к тому же результату, который был получен для вероятности безот-
казной работы насосной группы бака № 2 в предыдущем примере,
когда традиционно рассматривалась логическая схема только собы-
тий безотказной работы элементов.

6.6.	КОЭФФИЦИЕНТНЫЙ МЕТОД ОЦЕНКИ БЕЗОТКАЗНОСТИ
СИСТЕМ САМОЛЕТА

Для количественной характеристики ожидаемого значе-
ния показателя безотказности самолета в целом используется ста-
тистический метод прогнозирования.

с

I
Рис. 6.10. Прогнозирование параметра
потока отказов методом экстраполяции

В основе статистического ме-
тода прогнозирования лежит ана-
лиз изменения среднего значения
параметра потока отказов за до-
статочно большой календарный
период эксплуатации.

Анализ причин отказов за про-
шедший период эксплуатации
позволяет установить основные



эксплуатационные факторы, вли

конструктивно-технологические и

яющие на данное изменение параметра потока отказов.

Прогнозируемое значение параметра потока отказов находится
экстраполяцией кривой со(/) с учетом изменения факторов, опреде-
ляющих значение со в предстоящий период эксплуатации (рис.
6.10). Экстраполяция изменений значения параметра потока отка-
зов дает хорошую точность для сложных систем (самолет в целом,
основные системы самолета).

Коэффициентный метод оценки безотказности применяется для
сравнительно простых систем без резервирования, которые по сос-
таву и структуре не отличаются коренным образом от аналогичных
систем серийного прототипа, а внешние условия работы систем на
новом самолете ожидаются почти такими же, как и на прототипе.
Этот метод хорошо зарекомендовал себя при модификациях серий-
но выпускаемого самолета.

Сущность коэффициентного метода состоит в предварительной
оценке безотказности элементов данной системы по результатам
массовой эксплуатации серийного самолета и последующей коррек-
тировке полученных показателей безотказности элементов с по-
мощью коэффициентов, отражающих влияние изменений конструк-
ции, технологии и условий работы.

Коэффициенты изменения безотказности элементов системы
определяются методом экспертных оценок на основе сравнительно-
го анализа конструктивных и технологических особенностей, а так-
же местных условий работы применяемого /-го элемента и его се-
рийного аналога. Проводимый анализ позволяет определить, какие
виды отказов и в каком количестве можно ожидать на модифици-
рованном элементе из-за того, что сохраняются определенные при-
чины их возможного появления-, имевшие место на серийном прото-
типе.

Значение коэффициента изменения безотказности показывает,
какая часть отказов данного элемента на прототипе прогнозируется
для модифицированного элемента на новом самолете. Если элемент
системы не изменился и сохранились условия его работы, то при-
нимается Ки г = 1,0. Если с учетом всех факторов прогнозируется
только 10% отказов, приходящихся на час налета прототипа, то
значение Ки^ = 0,1. При использовании в новой системе старого эле-
Агрегат, узел, элемент	Виды отказов	Параметр потока от- казов на прототипе “нр105!4-1]	Изменения конструкции, технологии, местных условий работы	Коэффици ент измене ния безот- казности,	Параметр потока отказов,?  1 и/ нрг

Негерметичность

Заедание
Заклинение
Заершенность
Обрыв в заделке
Протертость
Старение

Разрушение

Заклинение
Разрушение
Заедание

/0,50

0,08
0,05
0,50
0,09
0,80
1,60

0,36

0,19
0,32
0,18

Кран

Рычаг
Тросы

Шланг

Фикса-
торы
Толка-
тели
Замки

0»83	Изменена геомет- рия кольца	0,6
0,08	Без изменения	1,0
0,05	Без изменения	4,0
2,50	Увеличен диаметр	0,2
0,15	Усилена заделка	0,6
1,60	Углублен колодец	10,5
0,80	Повышение рабо-	2,0
	чей температуры	
1,20	Изменен материал	0,3
0,96	Увеличен зазор	0,2
0,32	Без изменения	1,0
1,80	Изменена техноло-	0,1
	гия сборки	

Система в целом: о)с —4,67-10-5,[ч-*1]

мента, но ухудшении условий его работы значение
Киг>1-

По каждому агрегату системы у разработчика собираются све-
дения о значениях показателя безотказности на серийных самоле-
тах данного типа. Эта информация в форме значений параметра
потока отказов используется для оценки аналогичной системы раз-
рабатываемого или модифицируемого самолета, поскольку данные
агрегаты, узлы и элементы длительно эксплуатировались на серий-
ном прототипе при местных условиях (статические и повторные
нагрузки, вибрации, температура, давление, влажность, загрязнен-
ность, режим обслуживания), близких к тем, какие ожидаются на
новой машине.

При достаточно большом количестве элементов в нерезервиро-
ванной системе <ос = со 1 -+- <х>2-4~	+сог+ ... +соп- Ошибки при оценке

} \ прогнозируемых значений ац отдельных элементов взаимно погасят-
ся при сложении и не вызовут значительной ошибки при оценке
значения (ос.

Неоспоримое достоинство коэффициентного метода оценки без-
отказности системы нового самолета заключается в том, что за
основу берется реальный уровень безотказности аналогичной систе-
мы в целом серийного самолета данного класса, достигнутый в про-
цессе длительной эксплуатации.

Коэффициентный метод оценки безотказности может быть про-
иллюстрирован на примере системы управления подвижной части
фонаря кабины экипажа (табл. 6.1). Последовательность оценки:
1) составляется перечень агрегатов, узлов и элементов новой систе-
мы; 2) по статистике прототипа определяются виды отказов и зна-
чения параметра потока отказов (опРг; 3) анализируются изменения
конструкции, технологии и местных условий работы по каждому
элементу новой системы, по сравнению с прототипом, и назначаются
п

значения 4) определяются <Ог = Киг<Дпрг И <ос = <ог

1=1

6.7.	ОЦЕНКА БЕЗОТКАЗНОСТИ СЛОЖНЫХ СИСТЕМ
С ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ ИЗБЫТОЧНОСТЬЮ

Ряд сложных систем самолета обладают свойством
функциональной избыточности.

Функциональной избыточностью называется такая разновид-
ность резервирования в системе, когда резервные подсистемы обес-
печивают выполнение функций основной подсистемы после ее отка-
за, но не в полном объеме и не на всех режимах. Например, при
отказе одного средства навигации самолет может прилететь в за-
данную точку маршрута полета за счет работы другого навигаци-
онного устройства, но с отклонением больше нормы и при простых
метеоусловиях. При отказе одних устройств системы вооружения
самолет выполняет поставленную задачу, используя другие устрой-
ства этой системы, но с меньшей эффективностью.

Радиоэлектронное оборудование самолета является одной из
систем с функциональной избыточностью. При отказе той или иной
станции эффективность самолета сохраняет значение, отличное от
нуля.

Количественно избыточность структуры системы учитывается
коэффициентами значимости каждой подсистемы (например, стан-
ции)

К =Ф./ФО,	(6.13)

где Фг — вероятность выполнения задания самолетом при отказе
1-й подсистемы; Фо — вероятность выполнения задания самолетом
при безотказной работе всех подсистем.

, Вероятности Фг-, а следовательно, и коэффициенты значимости
Кг определяются методами натурных летных и стендовых испыта-
ний, имитационными исследованиями, расчетами и экспертными
оценками.

Вероятность безотказной работы системы с функциональной из-
быточностью за время выполнения полетного задания (например,
системы радиоэлектронного оборудования) с учетом коэффициен-
тов значимости подсистем определяется по следующей формуле:

п	п

1=1	/ = 1

(6.14)
где Рг(т)—вероятность безотказной работы г'-й подсистемы;
<2г(т) —вероятность отказа г-й подсистемы; п — количество подсис-
тем, функции которых частично перекрываются.

Значение эквивалентного параметра потока отказов системы
. с функциональной избыточностью определяется по формуле:

а>с= '~Рс(Т) .	(6.15)

т

При отсутствии функциональной избыточности /-й подсистемы,
когда другие подсистемы ни на каких режимах не перекрывают
даже часть ее функций, значение коэффициента значимости этой
подсистемы обращается в ноль, Л/—0. При этом исчезает соответ-
ствующее слагаемое в квадратных скобках формулы (6.14). При
полном отсутствии функциональной избыточности для всех п под-
систем правое слагаемое в квадратных скобках формулы (6.14)
становится равным нулю и эта формула вырождается в формулу
(6.5) для системы без резервирования.

При полном резервировании всех функций данной подсистемы
на всех режимах и при всех условиях полета самолета другими
подсистемами значение ее коэффициента значимости /С$=1. Таким
образом, коэффициенты значимости могут принимать значения от 0
до 1.

Схемно-функциональный метод расчета безотказности. Этот ме-
тод применяется для сложных многофункциональных систем и из-
делий, подсистемы и агрегаты которых на разных этапах полета
могут иметь различные виды отказов и по разному влиять на вы-
полнение полетного задания. При этом на результирующее значение
показателя безотказности основной системы и самолета в целом
существенное влияние оказывает продолжительность этапов полета,
поскольку успешное выполнение последовательных этапов часто
зависит от безотказной работы разных систем и агрегатов.

Порядок расчета по схемно-функциональному методу следу-
ющий.

1.	Разбиение изделия или системы на функциональные состав-
ные части: подсистемы, агрегаты, узлы и определение типов или ви-
дов возможных их отказов.

2.	Определение последовательных этапов выполнения полетного
задания и изменения режимов работы подсистем по этапам.

3.	Определение влияния (последствий) отказов подсистем на
успешное выполнение каждого этапа в форме значений коэффици-
ентов значимости: 1 —этап выполняется при отказе данной подсис-
темы и 0 — этап не выполняется при отказе данной подсистемы.

4.	Составление таблицы коэффициентов значимости по каждому
виду отказа каждой подсистемы и по всем этапам полета.

5.	Составление алгебраических расчетных уравнений для анали-
за и количественного определения вероятностей безотказной рабо-
ты подсистем на каждом этапе полета.

6.	Подбор статистических данных по безотказности отдельных
элементов подсистем.
Подсис-
темы,
агрегаты

Виды
(типы)
отказов

Этапы полета (функции)

1

2

 •

1

0	0	0
1	0	0
0	0	0
1	1	0
0	0	1
0	0	0

0		0	0
0		0	0
0		0	1
0		0	1
1		1	0
0		0	1
0		1	1
		0	0
0		0	1
0	4	0	0

2

7.	Расчетное определение значений показателей безотказности
подсистем и изделия на каждом этапе и при выполнении полетного
задания в целом.

Для составления расчетных формул вероятностей безотказной
работы основных систем самолета на различных этапах его полета
принимаются следующие обозначения:

т — количество подсистем или агрегатов в основной системе;

] — текущее значение количества подсистем или агрегатов;

к — количество возможных видов отказов данной подсистемы
или агрегата; V — текущее значение количества возможных видов
отказов; 5 — количество этапов полета самолета; I — текущее зна-
чение номера этапа полета.

В таблице расчетных состояний п-й основной системы самолета
(табл. 6.2) фиксируется влияние каждого вида отказа подсистемы
или агрегата на выполнение функций каждого этапа полета. При
наличии схемно-функциональной избыточности (отказ данной под-
системы не вызывает срыва выполнения данного этапа полета) про-
ставляется значение коэффициента, равное 1. При отсутствии из-
быточности—проставляется 0.

Формула (6.14) для вероятности безотказной работы системы
с функциональной избыточностью с учетом возможных видов отка-
зов и принятых коэффициентов значимости на данном этапе полета
Рг(1г) примет следующий вид:
где Р](1г)—вероятность безотказной работы /-й подсистемы или
агрегата за время г'-го этапа полета;	'—вероятность отказа

*у-го вида /-Й подсистемы или агрегата за время 1-го этапа полета.

В формуле (6.16) произведение Р^(1г) берется для всех подсис-
тем или агрегатов данной основной системы, а суммирование про-
изводится по тем видам отказов V и по тем подсистемам или агрега-
там ], по которым в табл. 6.2 в вертикальном столбце данного этапа
полета проставлены единицы.

В качестве условного примера в табл. 6.3 представлены расчет-
ные данные гипотетической системы взлетно-посадочных устройств
самолета. Эти данные носят иллюстративный и методический ха-
рактер. При использовании статистических данных по безотказно-
сти подсистем и агрегатов в форме параметра потока отказов каж-
дого вида и, учитывая его малое абсолютное значение, вместо фор-
мулы (6.16) можно использовать следующую приближенную фор-
мулу для вероятности безотказной работы системы на данном этапе
полета:

(6.17)

где —значение параметра потока отказов V-го вида /-го агрегата;
«V — значение (о7? в той строке данного столбца таблицы, где
/С=1.

Вероятность безотказной работы основной функциональной сис-
темы самолета в целом (системы взлетно-посадочных устройств)
за все время полета Рс(1ц) определяется как произведение вероят-
ностей безотказной работы на отдельных этапах РД/г):



1 = 1

(6.18)

Для данных нашего примера получаем, что вероятность безот-
казной работы системы взлетно-посадочных устройств за общее
время полета /п=1,16 ч равна Р$ (1,16) = 0,99798985.

Если расчет безотказности данной системы взлетно-посадочных
устройств самолета производить не схемно-функциональным мето-
дом, который учитывает функциональную избыточность агрегатов
системы на различных этапах полета, а методом структурных схем
без учета избыточности, то мы получили бы заниженное значение
вероятности’безотказной работы:

р4(1,1б)=1-22Ми

/ *

1 - 100,7-10~4-1,16

0,98833385.

Как количественная оценка безотказности, так и качественный
анализ влияния отказов отдельных подсистем и агрегатов на выпол-
нение заданных функций по каждому этапу полета, выполняемые
по схемно-функциональному методу для систем с функциональной
- избыточностью, имеют большое значение. С помощью таблицы
можно выявить и составить перечень наиболее ответственных агре-
гатов данной системы, отказ которых влияет на безопасность поле-
тов, а также определить наиболее рациональные схемно-конструк-
тивные решения по уменьшению влияния отказов отдельных эле-
ментов на успешное выполнение заданных функций в наиболее от-
ветственных этапах полета самолета.

6.8.	АЛГОРИТМ ОЦЕНКИ БЕЗОТКАЗНОСТИ САМОЛЕТА

В ЦЕЛОМ НА ЭТАПЕ ЭСКИЗНОГО ПРОЕКТА

Требуемые значения показателей безотказности самоле-
та обеспечиваются в процессе проектирования соответствующими
схемно-конструктивными решениями основных функциональных
систем при заданной номенклатуре оборудования. При этом учиты-
ваются: компоновочные особенности и местные условия работы
агрегатов; безотказность готовых изделий и систем; периодичность
и объем плановых проверок работоспособности.

Численное значение вероятности безотказной работы Р(т) оце-
нивается согласно формуле (3.8):

/Дт)^ 1 —<от,

где со — значение параметра потока отказов, вызывающих срыв вы-
полнения полетного задания.

Для повышения точности расчетов самолет разобьем на десять
основных функциональных систем, приведенных в табл. 6.4.

Значение параметра потока отказов самолета в целом можно
представить как сумму значений параметра потока отказов указан-
ных функциональных систем.

Таблица 6.4

Наименование функциональных систем	Обозначе- ние параметра потока отказов	Наименование функциональных систем	Обозначение параметра потока отказов
Планер	^пл	Электроэнергоснабжение	(Оэ
Силовая установка	^С-У	Радиоэлектронное	10 РЭ О
Г идропневмосистемы	ссТпс	оборудование	1
Взлетно-посадочные устройства •	(0ВПУ	Системы кондициониро- вания и жизнеобеспече-  ния	СО К
Системы управления  Пилотажно-навигацион- ное оборудование	СОу  С0ПНО	Специальное и погрузоч- но-разгрузочное оборудо- вание	03 в


«> = (оил Т" СОс.у "Г ШГПС

{-“ВПУ 4- 0)у “Ь^ПНО

Ь % 4“ ^РЭО + <«к + %•

(6.19)

Статистическая оценка параметра потока отказов со получается
как отношение числа отказов за определенный календарный период
эксплуатации всего парка аналогичных самолетов к их суммарному
налету за тот же период эксплуатации по формуле (4.2).

Расчетные значения параметра потока отказов основных функ-
циональных систем определяются по фиксированной, их структуре
•одним из трех изложенных выше методов оценки безотказности
систем на этапе проектирования: методом структурных схем, мето-
дом логических схем и схемно-функциональным методом. Для более
достоверной оценки ожидаемого значения показателей безотказно-
сти элементов систем используется статистический метод прогнози-

рования, в основе которого лежит анализ изменения среднего зна-
чения параметра потока отказов элементов систем и агрегатов экс-
плуатируемых аналогичных самолетов, которые можно рассматри-
вать как прототипы проектируемого варианта самолета,. Для новых
элементов агрегатов и систем значения параметра потока отказов
определяются с помощью коэффициентов изменения безотказности
с учетом результатов их лабораторных и стендовых испытаний.

При прогнозировании уровня безотказности опытного самолета

необходимо также учитывать
известную закономерность зна-
чительного увеличения пара-
метра потока отказов на на-
чальном этапе испытаний и
эксплуатации, в период так на-
зываемой конструктивно-техно-
логической доводки самолета.

Коэффициент увеличения
параметра потока отказов в на-
чальный период эксплуатации

оп
(,)нач

^нач^о.п’

(6.20)

где Кнач= 1,5...3,0.

Алгоритм оценки безотказ-
ности самолета на этапе эскиз-
ного проекта (рис. 6.11) состо-
ит в следующем.

1.	Анализ и формализация
требований к безотказности
проектируемого самолета. Все
требования представляются в
форме принятых количествен-
ных показателей и сравнивают-

Рис.'6.11. Схема алгоритма расчетной
оценки безотказности самолета на
этапе проектирования
ся с достигнутыми значениями на эксплуатируемых самолетах-ана-
логах.

2.	Распределение требуемого значения показателя безотказно-
сти самолета по его основным системам (разработка лимита зна-
чений показателя безотказности для основных систем проектируе-
мого самолета, аналогично лимиту массы основных агрегатов на
этапе проектирования).

3.	Расчетная оценка безотказности основной системы одновре-
менно с разработкой ее структуры и компоновкой. Последовательно*
рассчитывается безотказность всех десяти основных систем.

4.	Сравнение расчетного значения показателя безотказности
данной основной системы с заданным по лимиту.

5.	Фиксирование структуры и компоновки системы, если рас-
четное значение показателя ее безотказности соответствует задан-
ному.

6.	Изменение структуры и компоновки системы в направлении
увеличения резервирования и улучшения местных условий работы
элементов, если расчетная безотказность оказывается ниже требу-
емой.

7.	Оценка расчетной безотказности проектируемого самолета в.
целом после фиксирования структуры и компоновки всех основных
систем. При экономии лимита безотказности какой-то системы про-
изводится корректировка распределения требуемой безотказности
других систем в объеме полученной экономии.

6.9.	ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ РАСЧЕТНЫХ ЗНАЧЕНИЙ
ПОКАЗАТЕЛЕЙ БЕЗОТКАЗНОСТИ

Статистическая информация, используемая для расчетов,,
формируется по результатам эксплуатации или испытаний огра-
ниченного числа образцов изделий.

Чем меньше образцов используется для статистической оценки
показателей надежности, тем меньшей точностью обладают эти
оценки.

Для того чтобы количественно оценить точность принимаемых
оценок показателей надежности, используются понятия доверитель-
ных интервалов, верхних и нижних границ значений показателей и
доверительной вероятности, которая характеризует приемлемую для
данного расчета точность оценки. Обычно доверительная вероят-
ность у берется близкой к единице в виде округленного числа (у =
= 0,8; 0,9; 0,95; 0,99; 0,999). Чем больше доверительная вероятность
у, тем выше наши требования к точности оценки показателя надеж-
ности и тем большее число образцов мы должны использовать для
такой оценки.

Доверительной вероятностью у называется вероятность того,,
что расчетная или статистическая оценка показателя безотказности
Т отличается'от фактической (теоретической) на величину не пре-
вышающую точность оценки ДТ

у =	<Д|.	(6.21>
Рис. 6.12. Доверительный интервал и до-
верительные границы значения показате-
ля безотказности

4

Если в результате расчета получаем так называемую точечную
•оценку значения показателя безотказности, то истинное его значе-
ние лежит около этой точечной оценки (рис. 6.12).

Доверительным интервалом значения показателя называется
-случайный интервал от Тн до Тв> который накрывает истинное зна-
чение показателя с вероятностью у. Задача определения довери-
тельного интервала заключается в нахождении такой окрестности
точечной оценки, в которую истинное значение попадает с заданной
доверительной вероятностью.

Границы доверительного интервала: Гн — нижняя доверитель-
ная граница и Т3 — верхняя доверительная граница

Тн = Т-г и 7В

Двусторонняя доверительная вероятность

(6.22)

Односторонняя доверительная вероятность

(6.23)

При одном и том же объеме статистики (числе отказов) умень-
шение величины доверительной вероятности приводит к сокраще-
нию доверительного интервала и наоборот.	к

При большом значении доверительной вероятности у вероят-
ность выхода истинного значения показателя безотказности за до-
верительные границы будет мала, а сами границы будут большими.
При уменьшении у доверительный интервал сужается, но вероят-
ность выхода показателя за его границы увеличивается.

Для различных законов распределения числа отказов и времени
наработки на отказ нижние и верхние доверительные границы по-
казателей безотказности определяются по соответствующим форму-
лам с использованием коэффициентов из специальных таблиц. Вхо-
дом в таблицы является число отказов, зафиксированных при оцен-
ке показателя безотказности, и заданная односторонняя доверитель-
ная вероятность у.

Для наработки на отказ Т, полученной за фиксированное время
испытаний при простейшем потоке отказов (закон Пуассона)
и числе отказов п, получим



(6.24)
Для параметра потока отказов ш = 1/7 доверительные границы
определяются по уравнениям:

<он = ш/г1 и о)в = (о/г2.	(6.25)

Коэффициенты п всегда >1, а коэффициенты г2<1. Например,
для и = 100 и у = 0,9 и —1,14 и г2 = 0,88.

При числе отказов п=0.

Тл=^г„ и Гв = <ю;	(6.26)

ш„ = 9 и % = г0//2,	(6.27)

где Го — коэффициент, зависящий только от у.

В табл. 6.5 представлены значения Го, г\ и г2 для употребимых
значений величин у и трех чисел отказов.

При ограниченном числе отказов высоконадежных агрегатов и
систем самолета даже за достаточно длительный период испытаний
или эксплуатации выявить четкий диапазон изменения расчетных
показателей безотказности часто удается только при не очень боль-
ших значениях доверительной вероятности у.

Заданная в ТТТ на самолет количественная величина показате-
ля безотказности сравнивается с нижней доверительной границей
значения этого показателя, рассчитанного по результатам испыта-
ний.

6.10.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Расчеты безотказности проектируемого самолета и его систем осно-
ваны на логической взаимосвязи влияния отказа элемента любой системы на от-
каз этой системы в целом. В наиболее простых случаях эта взаимосвязь наглядно
интерпретируется диаграммой безотказной работы системы с последовательным
и параллельным соединением событий безотказной работы. В более сложных слу-
чаях при расчетах безотказности многофункциональных систем с изменяющейся
кратностью резервирования используются методы матриц и имитационного моде-
лирования.

При этом следует всегда иметь в виду, что самый сложный и совершенный
метод расчета, учитывающий самые незначительные влияния структуры схемы,
не может скомпенсировать неточность данных о безотказности элементов. Поэто-
му очень важно, чтобы конструктор располагал достоверной и достаточной исход-
112
ной информацией о надежности и фактических условиях работы элементов и аг-
регатов систем; самолета. Но даже приближенный расчет безотказности, выпол-
ненный на ранней стадии проектирования, когда внесение изменений в структуру
систем не вызывает серьезных затруднений, приносит огромную пользу, т. к.
позволяет выявить наиболее слабые звенья структуры и повысить безотказность
систем и самолета в целом.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ И ЗАДАНИЯ

1.	Как изображается диаграмма безотказной работы системы, в которой нет
резервных элементов?

2.	В чем отличие общего и поэлементного резервирования системы?

3.	Чем отличаются нагруженный, облегченный и ненагруженный резервы?

4.	Определите среднюю наработку на отказ системы из пяти элементов, зна-
чения параметра потока отказов которых соответственно равны 2,1 -10~5; 1,8-10-5;.
10-3; 10~3; 10-5. Элементы № 3 и № 4 дублируют друг друга. Все элементы от-
казывают по экспоненциальному закону. Полетное время работы системы равно 1 ч..

5.	Найдите вероятность безотказной работы системы из 100 последовательно,
соединенных элементов с вероятностью безотказной работы 0,99 за время ресурса
1000 ч.
Г Л А В А 7

ДОЛГОВЕЧНОСТЬ И СОХРАНЯЕМОСТЬ САМОЛЕТОВ
к

7.1.	ВЗАИМОСВЯЗЬ ДОЛГОВЕЧНОСТИ, СОХРАНЯЕМОСТИ
И НАДЕЖНОСТИ САМОЛЕТА

Определения долговечности и сохраняемости самолетов
были даны в гл. 1. Там же приведены основные показатели долго-
вечности и сохраняемости. Согласно принятой в нашей стране тер-
минологии долговечность и сохраняемость технических изделий
вместе с безотказностью и ремонтопригодностью определяют их
более общее свойство — надежность. Чем дольше самолет может
сохранить свои эксплуатационные и летно-технические свойства,
тем меньшее количество машин может быть закуплено для выпол-
нения определенной многолетней программы перевозок пассажиров
и грузов. Долговечность и сохраняемость являются составными
частями общего свойства надежности потому, что оба эти свойства
влияют на значения показателей безопасности, безотказности и ре-
монтопригодности длительно до предельной наработки, предельного
календарного срока эксплуатации, после хранения и транспорти-
рования. Хотя показатели долговечности и сохраняемости не входят
непосредственно в формулу для вероятности надежной работы
самолета, значения их показывают, в течение какого периода экс-
плуатации и хранения обеспечивается заданная надежность са-
молета.

Ограничение длительности эксплуатации и хранения связано с
затратами на восстановительный ремонт и организацию хранения.
Поэтому долговечность и сохраняемость самолета определяют гра-
ницы его экономически целесообразной эксплуатации и хранения.

Среди факторов, ограничивающих долговечность самолета, са-
мым важным оказывается усталость конструкции планера. К Дру-
гим факторам относятся износ пар трения, коррозия металлов и
деструкция неметаллических материалов. Конденсационная влага
имеет ионный и солевой состав и является достаточно агрессивной
коррозионной средой. Коррозия зависит от нагрузок и сильнее по-
ражает детали, находящиеся под большим эксплуатационным на-
пряжением. Изменение механических и диэлектрических свойств
неметаллических материалов в процессе длительной эксплуатации
также ограничивает долговечность самолета. При большой кален-
дарной продолжительности эксплуатации самолета происходит
охрупчивание и растрескивание резиновых деталей и покрытий из
герметика^ потеря прозрачности остекления, нарушение изоляции
электрических проводов. Вот почему долговечность самолета явля-
ется двупараметрическим свойством и выражается двумя типами
количественных показателей — ресурсами и сроками службы. Если
Рис. 7.1. Временный график ресурсов и сроков службы самолета:

О — начало эксплуатации; 1, 2, 3 — первый, второй и третий профилактический ремонт; 4 —
списание

ресурсы (ресурс до первого ремонта — межремонтный ресурс —
/м.р и полный ресурс — /п) отражают способность конструкции са-
молета в процессе длительного функционирования нормально вос-
принимать эксплуатационные нагрузки и предельное состояние
самолета, при этом определяется износом и усталостной повреж-
даемостью, то соответствующие сроки службы (7\, Тмр, Тп) выра-
жают свойство конструкции не стареть. Предельное состояние са-
молета, определяемое невозможностью его дальнейшей эксплуата-
ции, для соответствующих сроков службы будет обусловлено опре-
деленной степенью коррозии металлов и деструкции неметалличе-
ских материалов конструкции.

Ресурсы самолета выражаются в единицах наработки. Наработ-
ка — продолжительность эксплуатации самолета в полете и назем-
ных условиях, выражаемая в часах налета, числом полетов или
посадок. Летными ресурсными испытаниями установлено, что ос-
новная часть накапливающейся повреждаемости вносится не в про-
цессе полета на крейсерской высоте, а в процессе взлета-посадки
и руления. Ресурс шасси принято выражать числом посадок.

На рис. 7.1 взаимосвязь между ресурсами самолета и его сроками
службы представлена в форме временного графика. Ресурс до пер-
вого ремонта обычно назначается несколько большим, чем межре-
монтный ресурс, поскольку новый самолет обладает большей долго-
вечностью, чем самолет, прошедший ремонт. Чтобы исключить
замену агрегатов самолета и готовых изделий, выработавших свой
ресурс, в процессе эксплуатации самолета и совместить ее с про-
филактическим ремонтом самолета или повышенным техническим
обслуживанием, полный ресурс агрегатов и готовых изделий не
должен быть менее ресурса до первого ремонта самолета. Межре-
монтный ресурс назначается с таким расчетом, чтобы период нара-
ботки между первым профилактическим ремонтом и списанием са-
молета соответствующим количеством ремонтов был разбит на оди-
наковые промежутки.

Эксплуатация самолета должна быть прекращена, если вырабо-
тан назначенный ресурс или истек соответствующий срок службы.
Например, магистральный пассажирский самолет с высоким сред-
негодовым налетом будет направлен в профилактический ремонт
вследствие выработки ресурса до первого ремонта, а такой же са-
молет ведомственной принадлежности, летающий от случая к слу-
чаю, будет направлен в профилактический ремонт вследствие исте-
чения срока службы до первого ремонта в годах. Таким образом,
предельное состояние самолета, при котором он списывается или
направляется в ремонт, наступает в зависимости от того, что про-
изойдет раньше: выработается ли ресурс или пройдет календарный
срок службы. В срок службы включается период хранения и транс-
портирования.

Значения показателей долговечности и сохраняемости в форме
•соответствующих ресурсов, сроков службы и срока сохраняемости
•обязательно указываются в ТТТ на разрабатываемый самолет. Но
в начале эксплуатации парка самолетов данного типа устанавлива-
ются временные значения ресурсов и сроков службы, которые на-
зываются начальными. По мере накопления опыта эксплуатации,
сведений об условиях нагружения и после исследования техническо-
го состояния головной группы самолетов парка с максимальным
валетом, начальные назначенные ресурсы и сроки службы подле-
жат поэтапному увеличению вплоть до значений, оговоренных в

Согласно Н Л ГС-3 ресурс конструкции самолета устанавливает-
ся по ресурсу незаменяемых конструктивных элементов, разруше-
ние или появление повреждений в которых может непосредственно
привести к катастрофической ситуации. При установлении ресурса
должны учитываться влияние износа и возможное снижение проч-
ностных характеристик конструкции, вызываемое температурными
воздействиями, коррозией, а также другими изменениями свойств
конструкции, связанными с временем, условиями эксплуатации и
хранения. Ресурс закладывается на этапе проектирования и демон-
стрируется по результатам натурных усталостных испытаний от-
дельных агрегатов и планера самолета в целом. При этом он не
может быть ниже ресурса до списания по ТТТ.

Усложнение конструкции новейших самолетов, применение вы-
сокопрочных материалов и значительное увеличение экономически
•обоснованного полного ресурса делают задачу обеспечения дли-
тельной безопасности и надежности особенно актуальной.

7.2.	МЕТОДЫ ОЦЕНКИ УСТАЛОСТНОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ
ДЕТАЛЕЙ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА

С тех пор, как было установлено, что причиной катастроф
ряда самолетов, в том числе и реактивных пассажирских, стало
скрытное и потому коварное усталостное разрушение силовых эле-
ментов планера, началась интенсивная разработка методов оценки
усталостной долговечности авиационных конструкций. Усталостным
разрушением называется потеря несущих способностей конструкции
из-за воздействия большого числа переменных циклических нагру-
зок. В результате постепенного накопления необратимых изменений
в структуре материала силовой детали сначала образуются микро-
трещины, а затем магистральная макротрещина, приводящая к ус-
талостному разрушению. Усталостное разрушение зависит от
большого числа факторов, которые трудно учесть при расчетах.
Рис. 7.2. Натурные усталостные испытания планера самолета В-757 на открыто®
площадке
» 1

Поэтому основным способом подтверждения заданного полного
ресурса нового самолета является проведение натурных усталост-
ных испытаний отдельных агрегатов и систем, а также планера
самолета в целом (рис. 7.2). Проведенные исследования выявили
следующее распределение случаев усталостных разрушений по
основным агрегатам самолетов: крылья с механизацией и пилоны —
53%, фюзеляж—16%, хвостовое оперение—12%, поверхности
управления—10%, шасси — 9%.	<

Спектр действующих на детали планера циклических нагрузок
делится на две части: низкочастотные статические нагрузки, воз-
никающие при рулении, взлете, посадке, полете в неспокойном воз-
духе, при маневрировании, изменении давления в герметичных
агрегатах и вибрационные нагрузки высокой частоты, возникающие
при срывном обтекании поверхностей самолета, от силовой уста-
новки, в том числе и акустические. На сопротивление усталости
силовых элементов планера влияют повторно-статические нагрузки.
Высокочастотные нагрузки (/>100 Гц) определяют усталость от-
дельных частей конструкции с тонкой обшивкой и нежестким под-
крепляющим набором.

Для обеспечения высокой усталостной долговечности деталей
планера разрабатываемого самолета проводятся комплексные ис-
Рис. 7.3. Выносливость плакированного листа с отверстием из сплава Д16АТ

следования различными методами в следующей последовательно-
сти: 1) определение спектра нагрузок для основных деталей плане-
ра за единицу наработки и соответствующего эквивалентного
напряжения; 2) исследование рациональных материалов конструк-
ции; 3) расчетное определение долговечности типовых деталей по
кривым сопротивления усталости; 4) экспериментальное исследо-
вание характеристик усталости для типовых конструктивных реше-
ний; 5) экспериментальное исследование характеристик усталости
для нетиповых конструктивных решений на натурных образцах и
отсеках; 6) летные испытания для уточнения спектра нагрузок;
7) лабораторные натурные усталостные испытания на ресурс от-
дельных агрегатов и планера самолета в целом; 8) эксперименталь-
ное исследование ремонтных вариантов восстановления требуемой
долговечности.

Расчетные методы оценки долговечности подробно излагаются
в соответствующем разделе курса — «Расчет самолета на проч-

ность».

При сравнительном анализе

материалов для деталей конструк-
ции необходимы обоснованные
данные о сопротивлении устало-
сти полуфабрикатов сплава, рас-
пространения в них усталостных
трещин и остаточно?1 прочности
поврежденной трещиной детали.
Зависимость изменения цикличе-
ского напряжения по числу цик-
лов, называемая кривой выносли-
вости, характеризует усталостную
долговечность данного материа-

Рис. 7.4. Изменение скорости роста уста-
лостной трещины сЩйп в плакированном
листе из сплава Д16АТ в зависимости от
коэффициента интенсивности напряже-
ний АД	>
ла. Типовая кривая выносливости для листа из сплава Д16АТ по-
казана на рис. 7.3. Кривые выносливости отражают результаты
испытаний образцов с отверстием (коэффициент концентрации 2,6)
данного материала на повторно-статическое отнулевое растяжение.
Испытываются также образцы типа проушин с большей концент-
рацией напряжений. Развитие усталостной трещины в данном ма-
териале оценивается по экспериментальной кривой изменения ско-
рости роста трещины в зависимости от коэффициента интенсивно-
сти напряжений (рис. 7.4). Три участка этой кривой отражают по-
следовательность развития усталостной трещины. При пороговой
интенсивности напряжений А Ко трещина еще не развивается. На
первом участке с уменьшением коэффициента интенсивности на-
пряжений ДК скорость роста трещины й11(1п резко падает. Второй
участок характеризует доктритический рост трещины с линейным
протеканием на двойной логарифмической бумаге. Третий участок
отображает ускоренный рост трещины вплоть до разрушения. По-
добные кривые используются при анализе безопасности усталост-
ного повреждения.

Остаточная прочность материала детали с усталостной трещи-
ной, характеризующая вязкость разрушения, также учитывается
при выборе сплава. Все указанные характеристики получаются для
каждого вида полуфабриката данного сплава или композиционного
материала по результатам испытаний достаточно большого числа
образцов с оценкой разброса экспериментальных точек. Разрабо-
танные методы обеспечивают пересчет достаточно сложных спект-
ров переменных нагрузок в совокупность простых отнулевых цик-
лов, соответствующих одинаковой долговечности. Отнулевой цикл
используется для усталостных испытаний образцов материалов
любой толщины без их потери устойчивости и характеризуется
только одним параметром.

Закономерности накопления усталостного повреждения, созда-
ваемого циклами нагрузок различного уровня и асимметрии, доста-
точно точно оцениваются методом линейного суммирования.

Классификация типовых зон крыла и фюзеляжа, в которых оце-
нивается усталостная долговечность, предусматривает:

продольные стыки панелей, соединения продольных элементов
с обшивкой («регулярные зоны»), находящиеся в условиях одноос-
ного нагружения растяжением — сжатием от общего изгиба или
растяжением от внутреннего избыточного давления;

поперечные стыки, вырезы в обшивке, окончания стрингеров и
подобные участки («нерегулярные зоны»), также находящиеся в
условиях одноосного нагружения общим изгибом, где касатель-
ные напряжения не превышают 0,3 от соответствующих нормальных
напряжений;

зоны «перелома» силовых потоков (например, по бортовой нер-
вюре стреловидного крыла), характеризующиеся повышенными
уровнями касательных напряжений;

зоны многокомпонентного нагружения, подверженные как об-
щему изгибу, так и интенсивному сдвигу от местных нагрузок (на-
Рис. 7.5. Изменение расчетных напряжений рас-
тяжения в крыльях магистральных пассажир-
ских самолетов араСч в зависимости от полно-
го ресурса Т:
гветлые точки — прогноз; темные точки — по опыту
эксплуатации

веска шасси, пилонов, механизации
крыла, вырезы в хвостовой части фю-
зеляжа, нагруженные изгибом, внут-
ренним давлением и кручением от опе-
рения) ;

сложные узлы и соединения (сты-
ковые узлы крыла с фюзеляжем, сты-
ки гермоднйщ).

Важность достаточно точного метода оценки сопротивления ус-
талости «регулярных» зон определяется: 1) влиянием уровня напря-
жений в продольных элементах на массу агрегата; 2) ущербом из-за
преждевременного списания всего парка самолетов данного типа
вследствие непоправимой ошибки в выборе материала и уровня
напряжений в элементах продольного набора. Опыт показывает,
что усталостные характеристики крыльев большого удлинения весь-
ма близки к кривой выносливости для плоского образца с ненагру-
женным отверстием (см. рис. 7.3).

На рис. 7.5 кривая выносливости построена по расчетным напря-
жениям в «регулярной» зоне нижней поверхности крыла из условий
заданного ресурса ряда магистральных пассажирских самолетов.
Расчетное напряжение для каждого самолета условно приведено к
перегрузке лгур = 3,75 и расчетная долговечность определялась с ко-
эффициентом запаса ц2 = 3. По этой базовой кривой выносливости
и производится выбор допускаемых напряжений в деталях продоль-
ного силового набора нижней поверхности крыла большого удли-
нения.

Метод оценки усталостной долговечности деталей в «нерегуляр-
ных» зонах отличается использованием экспериментальной кривой
выносливости для конкретного стыка или выреза. Этот метод пре-
дусматривает большой объем испытаний на мощных разрывных ма-
шинах натурных образцов стыков панелей. Так ресурс типовых не-
регулярностей крыла многоместного пассажирского самолета
определялся с учетом испытаний на повторно-статические нагрузки
более 200 образцов 14 типов стыков верхних и нижних панелей и
двух типов экспериментальных отсеков, имитировавших основные
конструктивные особенности крыла в зоне эксплуатационных лю-
ков, типовых и силовых нервюр.

В зонах «перелома» силовых потоков усталостная долговечность
оценивается методом испытаний специальных натурных образцов
панелей с «переломом» осей силовых элементов и с достаточно пол-
ной имитацией нагруженного состояния всей конструкции.

Оценка долговечности зон многокомпонентного нагружения свя-
зана с опытом доводки крыльев малого удлинения. Поскольку экс-
периментальное определение долговечности этих зон требует про-
ведения испытаний практически натурного крыла, наиболее рацио-
нальным оказывается использование расчетных методик оценки
ресурса на основе анализа местного напряженно-деформированного
состояния, в частности, методом конечных элементов. Так как зоны
многокомпонентного нагружения составляют небольшую часть кон-
струкции агрегата, то увеличение запаса долговечности при расче-
тах не повлечет существенного увеличения массы агрегата.

Стыковые узлы и соединения часто лимитируют усталостную
долговечность самолета. Методы оценки их сопротивления устало-
сти должны учитывать конструктивные, металлургические, техно-
логические и эксплуатационные особенности. Точные расчетные
методы оказываются слишком громоздкими и малопригодными.
Используются упрощенные расчетные методы оценки выносливости
с последующей экспериментальной проверкой.

При оценке полного ресурса маневренных самолетов данные о
повторяемости нагрузок обобщаются в форме таблицы количества
перегрузок данного значения на час полета. Данные о выносливости
определяются по результатам испытаний до разрушения планеров
самолета при повторно-статическом нагружении по отнулевому
пульсирующему циклу с эквивалентной нагрузкой Р = 0,5Рразр. На
основе обобщения экспериментальных данных в диапазоне числа
циклов от нулевого нагружения от 104 до 3-106, который характе-
рен для долговечности авиационной техники, получена простая
зависимость для кривой равной выносливости:

=	(7.1)

где т — показатель кривой выносливости. Для типовых конструк-
ций из материала Д16АТ т = 4; С — постоянная величина, харак-
теризующая положение кривой выносливости по оси абсцисс. Для
менее выносливого материала В95АТ она расположена левее.

Определив среднее значение числа циклов до разрушения, на-
пример, консоли крыла в данном сечении и зная значение перегруз-
ки пу, соответствующее нагрузке при испытаниях, получаем исход-
ную точку на базовой кривой выносливости в координатах пу—А
с показателем т = 4. Теперь мы получаем возможность определить
эквивалентное число циклов до разрушения данной конструкции
при тех фиксированных значениях перегрузок, которые имеются в
таблице повторяемости. Затем заполняется столбец использованной
долговечности для каждого значения перегрузки, как отношение
количества нагружений с данной перегрузкой за час полета щ к
эквивалентному числу циклов до разрушения при данной перегруз-
ке АД Сумма всех значений этого столбца и определяет общую пов-
реждаемость конструкции, вносимую всем спектром перегрузок.
Минимальная долговечность, оцениваемая безопасным полным ре-
сурсом, определится по формуле

к

41|П=	(7.2)

1=1
где г|2 — коэффициент запаса долговечности; к — общее количество
дискретных значений перегрузок.

Значение коэффициента запаса долговечности равно произведе-
нию

Т1в=П1Т]2'ПзЛ.4,

(7.3)

где т)1 учитывает точность воспроизведения спектра нагрузок при
испытаниях; ц2 учитывает доступность для осмотра зоны обра-
зования трещины; ц3 учитывает достоверность данных об эксплу-
атационных нагрузках; щ учитывает разброс значений долговеч-
ности идентичных образцов и зависит от их количества.

Коэффициент Ц1 = 1, если при испытаниях, например, закрылка
нагрузки стабильные и легко имитируются в лабораторных усло-
виях, а также при испытаниях фюзеляжа на повторные наддувы в
бассейне с водой. Для крыла в лабораторных условиях нельзя пол-
ностью воспроизвести весь спектр нагрузок. При сведении его к ус-
ловным эквивалентным циклам по режиму Р — 0,5РраСч ц 1 = 1,5. При
чисто расчетной оценке усталостной долговечности принимают тр —
— 2. Таким образом, 1 <Ц1<2.

Коэффициент ц2 изменяется от 1 до 1,2. Максимальное значение
принимается, если усталостная трещина образуется в труднодоступ-
ном месте и развивается с большой скоростью.

Коэффициент т]з изменяется от 1 до 1,5. Отдельные экземпляры
магистрального пассажирского самолета в зависимости от значе-
ний турбулентности атмосферы могут отличаться нагруженностью
-в полете в 5—10 раз. Минимальное значение принимается при
наличии полных спектров эксплуатационных нагрузок, замеренных
на самолетах данного типа за длительный период эксплуатации.

Коэффициент Ц4 в зависимости от количества испытанных эк-
земпляров планеров самолета принимает следующие значения:

п

Ц4

'3
!3,5

4

13,2

5

8,1

6

3

Прогноз усталостной долговечности самолета с использованием
коэффициента запаса (в специальной литературе его называют
коэффициентом надежности) определяет безопасный ресурс, при
котором усталостные трещины не успевают развиться до критиче-
ских размеров. При разработке важнейших силовых элементов аг-
регатов планера самолета по принципу безопасного повреждения^
при котором обеспечивается полный контроль за развитием уста-
лостных трещин и применяются безопасно разрушающиеся конст-
рукции с резервированием путей передачи силовых потоков, полный
ресурс самолета существенно увеличивается. Для магистральных
пассажирских самолетов, конструкция которых обеспечивает безо-
пасное усталостное повреждение, общий коэффициент запаса дол-
говечности йринимается равным 3.

Пример. Определить безопасный полный ресурс консоли крыла в данном
сечении для маневренного самолета при условных значениях повторяемости пе-
регрузок и среднего числа циклов до разрушения МСр по результатам испытаний
Таблица 7.1

Пу1	п1		
1,5	20	2210000	9,1-10-6
2,5	5	282000	1,8-10-5
3,5	1	74500	1,3-10~5
4,5	2-Ю-1	27000	0,7-10-5
5,5	5-Ю-2	12000	0,4-10-5
6,5	10-3	6250	0,2-10-6

к

2 Л;/^ = 5,13-10-5.

1 = 1

иа повторно-статические нагрузки, соответствующие перегрузке пу = 5,5.
В табл. 7.1 в первых двух столбцах даны значения эксплуатационных перегрузок
пУг и количество их реализаций за час полета гц. Л^ср= 12000. По базовой кри-
вой выносливости с показателем т = 4 получаем эквивалентные числа циклов до
разрушения конструкции в данном сечении при различных значениях перегрузок
Мг, представленные в третьем столбце табл. 7.1. В последнем столбце даны зна-
чения Пг1^1.

Принимаем следующие значения коэффициентов запаса долговечности: т]1=1,5;
'02=1,2; т)з=1; О4 —3,1 и Оз =5,6. Значение о4 взято для пяти испытанных
комплектов крыльев. По формуле (7.2) получаем искомое значение /пни = 3500 ч.

Важный практический метод оценки усталостной долговечности
.агрегатов планера самолета связан с использованием индикаторов
повреждаемости. В процессе натурных усталостных испытаний вы-
являются элементы конструкции, легко доступные для визуального
контроля, которые в процессе накопления усталостной повреждае-
мости силовой конструкции стабильно разрушаются после опреде-
ленного числа нагружений. При этом основная конструкция сохра-
няет еще достаточно высокий уровень остаточной прочности. Дру-
гие аналогичные элементы конструкции разрушаются позднее,
после приложения дополнительно определенного количества нагру-
жений и т. д. Такие элементы конструкции, стабильно разрушаю-
щиеся после выработки определенной значительной части полного
ресурса, используются в качестве индикаторов усталостной повреж-
даемости конструкции и индикаторов расходования полного ресур-
са. Например, индикаторами могут служить потайные болты креп-
ления нижней панели крыла к балке или панели фюзеляжа к сило-
вому шпангоуту. Наблюдая в эксплуатации за состоянием болтов
оценивают остаточную долговечность агрегата.

7.3.	КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ
ЗАДАННОЙ ДОЛГОВЕЧНОСТИ И СОХРАНЯЕМОСТИ
САМОЛЕТА

Снижение влияния местных концентраторов напряжений.

Долговечность самолета определяется конструкторскими и техно-
логическими решениями, заложенными в проекте. Наибольшее
влияние на облик проектируемого маневренного самолета оказы-
вает выбор конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа и опе-
рения. Передача сил и моментов в агрегате должна осуществляться
плавно по большему числу элементов. Тогда влияние местных кон-
центраторов напряжений будет минимальным и долговечность аг-
регатов самолета увеличится.

Рациональное конструирование в самолетостроении с точки
зрения обеспечения долговечности связано прежде всего с практи-
ческой реализацией максимально возможного снижения уровня
концентрации напряжений в циклически нагружаемых силовых эле-
ментах. Для этого необходимо: не допускать резких изменений
площади сечения силовых элементов, малых радиусов переходов,
острых кромок деталей и низкой чистоты поверхности; уменьшать,
местный изгиб растянутых поясов и монтажные напряжения растя-
жения; избегать совмещения нескольких концентраторов напряже-
ний в одном сечении.

При обеспечении высокой усталостной долговечности внимание
конструктора должно быть обращено в первую очередь на те зоны,,
которые подвергаются переменным напряжениям растяжения.
Именно под воздействием растягивающих напряжений и развива-
ется усталостная трещина. Однако иногда растягивающие перемен-
ные напряжения возникают и в зонах, обычно работающих на сжа-
тие. Например, на ряде самолетов были зафиксированы усталост-
ные трещины верхних панелей крыла и центроплана вследствие их
нагружения растягивающими напряжениями на некоторых режимах
при высоком уровне концентрации напряжений. Местные напряже-
ния растяжения действуют и в стенках лонжеронов, нервюр и шпан-
гоутов при потере ими устойчивости от сдвига. В стенках также об-
наруживаются усталостные трещины. Поскольку усталостная долго-
вечность определяется не столько максимальными напряжениями
цикла, сколько амплитудой действующих напряжений, то при смене
знака напряжений в обычно растянутых деталях их выносливость
может значительно снизится. При креплении основных ног шасси
на фюзеляже в корневой части крыла в процессе движения самоле-
та по земле действуют более высокие циклические напряжения сжа-
тия нижних панелей и растяжения верхних, чем при креплении ос-
новных ног шасси на крыле.

Показателем качества конструирования долговечных силовых
элементов может служить коэффициент усталостной прочности:

(7.4)

где Ос.о и оч — напряжения, при которых стандартный образец по-
лосы и данный элемент выдерживают заданное число циклов /V
при определенной асимметрии цикла 7?. Множитель 3 — это значе-
ние теоретического коэффициента концентрации напряжений для
полосы с отверстием при В )(! = §. Чем при меньшем сч наш элемент
выдерживает заданное число циклов Ы, тем хуже он сконструирован
и тем выше окажется значение Ку. Если выносливость нашего эле-
124

I
мента больше выносливости стандартного образца, то щ>ос.о и то-
гда для него /Су<3. При низком качестве конструирования и малом
ресурсе элемента /Су>4. Значение Ку зависит от таких факторов-
как состояние поверхности детали, интенсивности фреттинг-процес-
сов, качества защитных покрытий, величин зазоров и натягов в
соединениях. Низкий уровень Ку свидетельствует о возможном об-
легчении силового элемента конструкции. При высоком Ку надо
менять материал детали на более выносливый, технологию ее изго-
товления или повышать площадь критического сечения, увеличивая
массу конструкции.

Поскольку действующие циклические напряжения в конструк-
ции намного меньше предела текучести, то не происходит выравни-
вание силового потока за счет пластических деформаций. Поэтому
равномерности нагружения всех деталей сечения конструктор дол-
жен уделить особое внимание.

Конструирование фитинговых стыков должно обеспечивать ми-
нимальные напряжения по перемычкам колодцев от местного изги-
ба. Поэтому существенное увеличение долговечности стыка может
быть получено уменьшением эксцентриситета между центром тя-
жести сечения панели, стыкуемой фитингом, и осью стыкового
болта. Стык фитинга со стрингерами также часто вызывает значи-
тельные изгибные напряжения. Анализ случаев усталостного разру-
шения показывает, что причиной низкого ресурса фитингового
стыка может служить неравномерная загрузка крепежа фитинга с
панелью. Болты, расположенные против перемычек колодцев, ока-
зываются перегруженными. Уменьшение изгибных напряжений в^
срезном стыке достигается применением двусрезной схемы, хотя
она менее технологична. Перестыковка стрингеров на срезном сты-
ке также снижает местные изгибные напряжения и увеличивает
долговечность стыка.

Плавность обтекания силовым потоком зоны эксплуатационного’
люка является основным условием снижения концентрации напря-
жений. Форма люка в виде эллипса, большая ось которого располо-
жена по направлению силового потока, уменьшение толщины полот-
на панели непосредственно перед люком и после него, усиленная
окантовка наиболее напряженных зон с полной компенсацией изъ-
ятого вырезом сечения обеспечивают заданный ресурс. Замки и
болты крепления крышки люка желательно не располагать в наи-
более нагруженной зоне окантовки, так как отверстия могут послу-
жить источником развития усталостной трещины.

Перерезание стрингеров по нервюрам и шпангоутам является
мощным источником местных изгибных напряжений как в растяну-
той, так и в сжатой панелях. Необходимо обеспечить плавность
схода стрингера и местное утолщение панели не только для компен-
сации сечения стрингера, но и для восприятия местного • изгиба..
Очень важно также обеспечить плавный сход «брошенного» стрин-
гера. Источником опасной концентрации напряжений могут быть,
отверстия в ребрах стрингеров и ребрах монолитных панелей топ-
ливных отсеков для перетекания топлива. Эти отверстия должны
Рис. 7.6. Уменьшение усталостной долговечно-
сти полосы с нагруженным отверстием по
сравнению с ненагруженным при увеличе-
нии напряжения смятия <усм для РПовт/
Рра сч === 0,6

быть усилены приливами толщины реб-
ра и специально обработаны для по-
вышения выносливости.

Соединения панелей всегда явля-
ются сложным местом конструкции аг-
регата для обеспечения высокой уста-
лостной долговечности. Местный изгиб
и большое число отверстий крепежа
требуют специальных конструктивных мероприятий для обеспече-
ния заданного ресурса. Утолщение соединяемых панелей приводит
к увеличению местных изгибающих моментов и может не увеличить
выносливость соединения. В числе мероприятий по повышению
усталостной долговечности соединений: уменьшение уровня напря-
жений смятия в отверстиях соединяемых элементов (рис. 7.6), раз-
грузка первого ряда крепежа соединения, использование двусрез-
ного крепежа.

При конструировании кессона крыла с поперечными накладны-
ми поясами силовых нервюр надо учитывать снижение усталостной
долговечности таких соединений. Чем выше жесткость крепежа и
поперечной накладки, тем ниже выносливость панели кессона в
.этой зоне. Например, мощные титановые пояса для передачи нагру-
зок от узла крепления основных ног шасси на кессон крыла вызы-
вают преждевременные усталостные разрушения растянутых пане-
лей кессона по отверстиям болтов крепления поясов из-за больших
контактных напряжений смятия в полете, когда нормальные дефор-
мации панели ограничиваются жестким поясом.

Повышение усталостной долговечности клее-клепанных и клее-
сварных соединений объясняется частичной разгрузкой силовых
точек при наличии клея или герметика, что приводит к снижению
максимальных напряжений около заклепок и сварных точек.

Конструктивные мероприятия по снижению концентрации напря-
жений предусматривают выбор увеличенных значений радиусов-
концентраторов. Назначенный радиус галтели, равный 1 ... 0,5 мм,
вызвал усталостные трещины оснований шлицев как в растянутой,
так и в сжатой зонах.

В сжатых зонах местные напряжения в галтели превышают пре-
дел текучести материала и при снятии нагрузки эти волокна ока-
зываются растянутыми под действием упругих деформаций сосед-
них волокон. Большой размах амплитуды напряжений от сжатия
до растяжения и приводит к развитию усталостных трещин.

Мощными концентраторами напряжений являются и поперечные
отверстия для смазки в болтах и втулках. Их следует располагать
фиксированно в зоне нейтральной оси изгиба. При изгибе трубча-
тых деталей (например, балки тележки шасси) происходит овали-
зация поперечного сечения и волокна материала по наружной
поверхности в зоне нейтральной оси оказываются растянутыми.
В этой зоне не следует располагать отверстия, пазы, уступы и дру-
гие концентраторы, которые под действием растягивающих напря-
жений могут вызвать раннее развитие усталостных трещин.

Концентраторы напряжений могут быть и внутренними в форме
проточки с малым радиусом закругления ,и низким классом чисто-
ты поверхности. Они также приводят к образованию скрытых для
контроля усталостных трещин. Например, недостаточно чистая
расточка внутренних полостей явилась причиной преждевременного
усталостного разрушения пустотелых осей тележки шасси. Поэто-
му, несмотря на то, что внутренние полости силовых деталей обра-
батываются для облегчения, чистоте их обработки и плавности
переходов для обеспечения усталостной долговечности должно быть
уделено особое внимание конструктора. Соответствующие меро-
приятия должны быть отражены в чертеже.

Острая кромка, оставленная в месте перехода радиусов галтелей
основания поясов кронштейнов, рельсов, узлов навески, часто ока-
зывается причиной преждевременного усталостного разрушения.
В чертеже необходимо особо оговаривать радиус затупления ост-
рых кромок не менее 1 мм. В чертежах деталей, имеющих резьбу
шагом более 2 мм, необходимо замерять радиус закругления впа-
дин резьбы. Все поверхности деталей из высокопрочных стальных
и титановых сплавов должны иметь оговоренную чертежом чистоту
поверхностей, а также максимально допустимые глубины отдельных
рисок и царапин. При отсутствии в чертеже указания о способе
клеймения детали возможно применение в производстве ударного»
клеймения, которое создает значительную концентрацию напряже-
ний и существенно снижает усталостную долговечность детали.
В деталях сложной конфигурации в зависимости от схемы и допус-
ков размеров площадь текущих сечений может меняться в значи-
тельных пределах и оказаться ниже допустимой по усталостному
разрушению.

Конструирование стыков. Примерно 85% усталостных разруше-
ний планера самолета обычно происходит по стыкам и соединениям..
Поэтому особую роль играет повышение ресурса болтовых и закле-
почных соединений. Поверхностное упрочнение отверстий крепежа,,
например, дорнированием однозубым дорном с натягом до 4% и по-
следующим калиброванием разверткой, повышает долговечность
болтовых соединений в два раза. Для снижения трудоемкости уп-
рочнению подвергаются отверстия в наиболее напряженных зонах
конструкции, например, первый ряд стыков. Упрочнение отверстий:
местным глубоким пластическим деформированием в форме концен-
трических площадок или канавок с одновременным скруглением
кромок отверстия производится специальными обжимками при
соответствующем указании в чертеже. Упрочнению таким способом
можно подвергать и зенкованные отверстия для болтов с потайны-
ми головками. Однако выносливость потайных соединений с конус-
ной головкой болта всегда ниже, чем соединений с выступающей
Рис. 7.7. Увеличение долговечности
•болтового соединения У с ростом
диаметрального натяга 6

Рис. 7.8. Конструкции болтов для затягива-
ния

головкой крепежа. Это определяется двумя факторами: повышен-
ной концентрацией напряжений в зенкованном отверстии и непол-
ным контактом по конусной поверхности соединения, при котором
повышаются напряжения смятия. Расстояние между рядами отвер-
стий, необходимое для обеспечения высокого ресурса, должно быть
не менее трех диаметров. Расстояние до кромки детали — не менее
двух диаметров.

Диаметральный натяг является эффективным средством повы-
шения усталостной долговечности как болтовых, так и заклепочных
соединений. С увеличением натяга в болтовом соединении до 1,5%
(рис. 7.7) долговечность значительно увеличивается. Влияние на-
тяга тем сильнее, чем выше модуль упругости крепежа по сравне-
нию с модулем упругости материала деталей пакета. В результате
взаимодействия напряжений от натяга с напряжениями от внешних
нагрузок уменьшается амплитуда действующих при циклическом
нагружении напряжений. В односрезном болтовом соединении, где
наряду с растягивающими напряжениями действуют напряжения
ют эксцентриситета действующих сил, требуется больший натяг
(до 3%). Но с увеличением натяга по периметру отверстия обра-
зуются наплывы материала панели, которые при затяжке пакета
способствуют развитию фреттинг-коррозионных разрушений. Ста-
новится труднее обеспечить беззадирную запрессовку болтов и чис-
тоту поверхности отверстий после постановки болтов. Постановка
болтов с натягом производится с использованием смазки на основе
дисульфида молибдена. С увеличением натяга возрастает опасность
коррозии под напряжением высокопрочных алюминиевых сплавов
В-95АТ и В-93АТ, которые должны пройти специальную термооб-
работку. Предварительное дорнирование отверстий при умеренном
натяге обеспечивает значительное повышение ресурса. Гарантиро-
ванный натяг до 1,5% создатся цилиндрическими болтами с заход-
ным конусом перехода от резьбы к посадочной поверхности. Угол
конуса выбирается 15 ... 25°. Радиус перехода к цилиндрической
поверхности 2 ... 3 мм. Оксидное фосфатирование поверх кадмиево,-
то слоя позволяет сохранить антикоррозионное покрытие болта
ж процессе запрессовки. В гермоотсеках для обеспечения адгезии
герметика вместо смазки запрессовываемых болтов используется
герметик кистевой консистенции.
Рис. 7.9. Конструкция конического болта:

/ — болт; 2 — разрезная втулка

С учетом различных конструк-
ций стыков и возможности подхо-
да для постановки применяются
три способа сборки болтового со-
единения: запрессовка стационар-
ными прессами и переносными
пневмогидравлическими скобами;
затягивание переносными устрой-
ствами; ударная запрессовка. За-
тягивание обеспечивает самоцент-

рирование болта по отверстию,

стабильное сжатие пакета, меньшие на 15...20% усилия, по срав-
нению с запрессовкой. Если при запрессовке диаметр болта уве-
личивается в пределах упругих деформаций, то при затягивании
он уменьшается.

В конструкции болта для затягивания предусмотрен технологи-
ческий хвостовик, который обрывается в момент окончания процес-
са его установки (рис. 7.8). Болты с натяготи обеспечивают не толь-
ко повышенный ресурс, но и герметичность соединения на керосин.

Запрессовка и затягивание болтов применяются для пакетов де-
талей из алюминиевых сплавов. Для ликвидации зазоров в ответст-
венных болтовых соединениях стальных и титановых стыковых уз-
лов и кронштейнов навески элеронов и рулей применяются кониче-
ские болты с цилиндрической разрезной втулкой (рис. 7.9). При
затягивании конического болта втулка, внутренняя поверхность
которой коническая, раздается, выбирая зазор и создавая нужный
натяг.

Дополнительным конструктивным мероприятием по повышению
долговечности стыков является разработка конструкции болтового
соединения, работающего на срез и обеспечивающего стабильную
повышенную осевую стяжку пакета. За счет больших сил трения
между деталями пакета срез болта разгружается, снижаются дейст-
вующие напряжения на кромке отверстия, самой потенциально
опасной зоне соединения, и ресурс значительно увеличивается.
Увеличенная высота гайки, повышенная жесткость, увеличенный
диаметр шайб под гайкой и под головкой болта способствуют боль-
шей разгрузке среза болтов. Однако в процессе эксплуатации стя-
гиваемый пакет и поверхность резьбы обминаются, затяжка умень-
шается. Наиболее эффективным средством сохранения требуемой
затяжки пакета пока остается подтяжка стяжных болтов при про-
филактическом ремонте. Увеличение уровня предварительной за-
тяжки пакета при сборке продолжает оставаться важным направ-
лением повышения долговечности соединений. В труднодоступных
местах конструкции для обеспечения стабильного стягивания паке-
та при невозможности вращать гайку применяется специальный

болт Ф. С. Померанца (рис. 7.10). Потайной болт затягивается с
Рис. 7.10. Конструкция болта Ф. С. Померанца

Рис. 7.11. Конструкция
потайной заклепки с

компенсатором

помощью дополнительной головки' под ключ, которая после поста-
новки болта удаляется.

Повышение ресурса заклепочных соединений (самых массовых
в современном самолете) прежде всего связано с обеспечением
стабильного диаметрального натяга по всей высоте пакета. Конст-
рукция обычной потайной универсальной заклепки (типа ЗУ) не
обеспечивает натяг в зоне закладной конусной головки. Диамет-
ральный натяг в соединении заклепками ЗУ возникает только в зо-
не замыкающей бочковидной головки и, быстро уменьшаясь по вы-
соте пакета, исчезает у границы склепываемых деталей. Поэтому
усталостные разрушения начинаются с обшивки по заклепочным
соединениям. Для создания примерно постоянного натяга по высо-
те пакета разработаны конструкции заклепок с компенсатором
(ЗУК). Компенсатор представляет собой конусообразный наплыв
на конусной или цилиндрической головке, который, вдавливаясь
при клепке в головку, раздает ее и обеспечивает натяг в зоне за-
кладной головки и прилегающей к ней части стержня (рис.
7.11).

Долговечность соединений заклепками типа ЗУК значительно
выше, чем с заклепками типа ЗУ (рис. 7.12) и сравнима с долговеч-
ностью заклепок с выступающей закладной головкой. Заклепки
типа ЗУК имеют потайные закладные головки с углом 90 и 120°.
В ответственных и напряженных соединениях кессона крыла с
топливными отсеками при больших толщинах панелей используют-
ся потайные заклепки с компенсатором, закладная головка которых
с углом 30° по форме приближается к цилиндрической (рис. 7.13).
Нижний конус головки передает отрывающие нагрузки. Верхний
конус способствует осевому течению материала компенсатора
внутрь пакета и образованию натяга по всей высоте пакета. Ана-
логичная форма заклепки получается и при клепке стержнями.
Материал стержня более равномерно заполняет отверстие в пакете.
Возможные отклонения размеров зенкованного гнезда лучше ком-
пенсируются. Для потайной клепки тонких обшивок следует при-
менять заклепки типа ЗУК с уменьшенной высотой закладной го-
ловки до 0,25 диаметра стержня, а также потайные герметичные
заклепки с компенсатором и конусным стержнем в прилегающей к
закладной головке части.
Рис. 7.12. Сравнение выносливости заклепочных сое-
динений:

/ — обычные потайные заклепки; 2 — потайные заклепки с
компенсатором

I

Ри^. 7.13. Конструкция
потайной заклепки с ком-
пенсатором для толстых
панелей

Защита от коррозии. Конструктивные мероприятия по замедле-
нию фреттинг-коррозионных разрушений соединений конструкции
имеют большое значение для обеспечения высокой долговечности
и сохраняемости самолета. Эти разрушения развиваются в условиях
плотного контакта двух металлических поверхностей при микропе-
ремещениях в процессе упругой деформации деталей. Основными
конструктивными антифреттинговыми мероприятиями являются
специальные покрытия, установка между соединяемыми деталями
прокладок и подштамповка концентрических подсечек вокруг от-
верстий на контактной поверхности детали. В соединениях сталь-
ных и титановых деталей применяются прокладки из материала
Д19АМ толщиной 0,5 мм. В пакетах из алюминиевых сплавов ис-
пользуются прокладки из бумаги, пропитанной воском.

Рациональная схема антикоррозионной защиты деталей явля-
ется основой обеспечения высокой долговечности и сохраняемости
самолета. Примером сложного для антикоррозионной защиты узла
может служить магниевый барабан колеса шасси с алюминиевым
стопорным кольцом. Усталостное разрушение таких барабанов про-
исходит по канавке стопорного кольца, где образуются многочис-
ленные коррозионные раковины. Вибрирующее и перемещающееся
стопорное кольцо нарушает лакокрасочное покрытие. Влага, грязь
и моечные растворы, применяемые при техническом обслуживании
самолетов, способствуют активизации гальванической пары «маг-
ний — алюминий» барабана и стопорного кольца. Замена
магния на алюминиевый сплав позволяет увеличить ресурс
колес.

Так, например, на одном пассажирском самолете усталостное
разрушение стального болта крепления рельса закрылка
произошло после 13 лет эксплуатации при налете 15 тыс. ч по одной
из коррозионных раковин. Болт защищался оксидным фосфатиро-
ванием, которое в условиях тугой посадки оказалось недостаточным.
Применение кадмирования болтов, рабочая температура которых
может превышать 320°С, приводит к расплавлению кадмия и мало-
цикловому усталостному разрушению.

Учет местных условий нагружения. При разработке конструкции
важно рассмотреть все возможные варианты нагружения. Напри-
мер, в рычаге шлиц-шарнира передней ноги шасси усталостные тре-
щины развивались по нижней кромке пояса, где расчетные напря-
жения были значительно меньше максимальных. Такой парадокс
объяснялся тем, что в силу особенностей данной конструкции ры-
чаг в процессе эксплуатации нагружался переменным изгибом в
плоскости, перпендикулярной к расчетной, в которой момент инер-
ции двутаврового сечения был минимальным. Если сжатый пояс
детали имеет дополнительные вертикальные ребра, увеличивающие
строительную высоту сечения, то в крайних волокнах ребер возни-
кает местная пластическая деформация сжатия. После снятия на-
грузки эти волокна становятся растянутыми и при многократном
нагружении в них возникают усталостные трещины, приводящие
к полному разрушению. Поэтому при конструировании деталей
необходимо избегать выступающих ребер на поясах в сжатой
зоне. Следует также стараться обходиться без резких перепадов
толщин и выступов, поскольку они являются мощными концентра-
торами напряжений и возле них возникают усталостные тре-
щины.

Выбор материала конструкции и пар трения. Выбор материала
деталей конструкции из условия обеспечения заданной долговечно-
сти и сохраняемости производится на основе всестороннего учета
реальных условий их работы и особенностей нагружения. Физико-
механические свойства материала в рабочем диапазоне температур
должны обеспечивать максимальное значение показателя удельной
прочности при циклическом нагружении для получения конструкции
минимальной массы. Затем уже учитываются такие факторы, как
стоимость материала и технологичность его применения. Если для ;
маневренного самолета с расчетной перегрузкой 12 действующее в
горизонтальном полете напряжение в панели крыла равно: од.п =
= о,в/иур и оно оказывается ниже предела усталости алюминиевых 
сплавов с концентратором, то для пассажирского самолета с рас-
четной перегрузкой 4 действующее напряжение существенно выше
предела усталости о-ь Поэтому площадь расчетных сечений для
пассажирского самолета выбирается не по статической нагрузке
при максимальной перегрузке, а по условиям выносливости в пре-
делах заданного ресурса. Материал деталей конструкции, распо-
ложенных в труднодоступных местах, должен обеспечивать отсут-
ствие развитых усталостных трещин в пределах ресурса до первого-
ремонта самолета. Для материала панелей герметичных фюзеля-
жей главными свойствами становятся выносливость и вязкость раз-
рушения. .Объединение усталостных трещин в зоне продольного
шва таких фюзеляжей не должно приводить к возможности взрыв-
ного разрушения при воздействии избыточного давления. При
выборе материала для нижних панелей кессона крыла необходимо
учитывать значения показателей выносливости, роста трещин и
132
вязкости разрушения. Тогда допустимые действующие напряжения
оказываются настолько сильно отличными от ов материала, что
выбирать материал по их максимальным значениям становится не-
рациональным. Материал для верхних панелей крыла из-за возмож-
ной потери устойчивости выбирают по максимальному значению
предела текучести и минимальной скорости роста трещин. На ре-
жимах разбега, пробега и рулежки верхние панели в корневой
части крыла нагружаются растягивающими усилиями и к их ма-
териалу предъявляются те же требования, что и к материалу ниж-
них панелей. Особое внимание необходимо уделять рациональному
выбору материала пар трения. Плохо работают такие пары трения
как алюминиевый сплав по хрому, медный сплав по алюминиевому,
никель по никелю, пластмасса по пластмассе, незакаленная сталь
по незакаленной стали. Большое влияние на долговечность узлов
трения оказывает выбор материала смазки.

Конструктор располагает обширным арсеналом средств для
обеспечения высокого ресурса узлов трения самолета. Рациональ-
ные геометрические характеристики узла трения, включая макро-
и микрогеометрию, являются основой долговечности. Форма шеро-
ховатости трущейся поверхности даже при высокой чистоте может
послужить причиной заклинения. Специально выполненные углуб-
ления на поверхности трения для удержания смазки позволяет
увеличить ресурс узла в несколько раз. Конструктор должен учесть
внешние условия работы узла трения, температуру, все действую-
щие эксплуатационные нагрузки, в том числе и силы, возникающие
при упругих деформациях узла, изменение схемы нагружения узла
в процессе изнашивания в пределах заданного ресурса, а также
влияние эксплуатационной среды: солевого конденсата, пыли, ско-
ростного напора при больших скоростях полета, низкого атмосфер-
ного давления на больших высотах. Все эти факторы могут приве-
сти к существенному изменению коэффициента трения пары в про-
цессе длительной эксплуатации, вплоть до перехода на нерасчет-
ные поверхности скольжения в узле.

Защита трущихся поверхностей от попадания загрязнений обес-
печивается герметизацией узлов трения специальными сальниками
и крышками, уменьшением зазоров между деталями за счет повы-
шения класса точности с третьего до второго, нижним расположе-
нием открытых торцов втулок вертикальных валов.

Долговечность поступательно перемещающихся деталей в узлах
трения конструктивно обеспечивается защитными манжетами и гря-
зесъемными кольцами с острой наружной кромкой. Правилом для
конструктора должна стать фраза: «Если узел невозможно хорошо
закрыть, то его необходимо хорошо открыть». Кривые рельсы с пол-
зунами предкрылков и закрылков должны иметь отличную доступ-
ность для чистки, смазки и контроля изнашиваемости.

Для повышения износостойкости рабочих поверхностей трения
в приборах и других точных механизмах применяют алмазную
крошку в композиции с твердым металлическим сплавом. Широко
применяемые при конструировании самолетных деталей титановые
*Рис. 7.14. Узел с подшипником скольжения и промежуточ-
ной бронзовой втулкой.

1— ухо; 2— внутреннее кольцо подшипника; 3— ось; 4 — бронзовая
втулка; 5 — кронштейн

сплавы в парах трения обычно вызывают задиры
при незначительных нагрузках. Однако азотиро-
вание титана резко улучшает его антифрикцион-
ные свойства и обеспечивает приемлемую долго-
вечность без смазки в паре с твердым хромовым
покрытием, чугуном и азотированным титаном.
Разработанный в нашей стране антифрикцион-
ный материал аман на основе смол с наполните-
лями используется для изготовления методом
горячего прессования втулок подшипников сколь-
жения, вкладышей и шестерен. При высокой виб-
ропрочности аман обеспечивает длительную работоспособ-
ность пары трения без жидкой смазки до температуры +200°С.
Подшипниковый материал на основе пористой бронзы, заполнен-
ной фторопластом с примесью олова или свинца с дисульфидом
молибдена, обеспечивает высокую долговечность узла трения в ши-
роком диапазоне рабочих температур от —60 до + 280° С без
смазки. Применение металло-фторопластовых подшипников поз-
воляет при условии обеспечения конструктивными мерами надеж-
ной их защиты от пыли исключить необходимость их технического
обслуживания в пределах ресурса самолета до первого ремонта.
В будущем компоцизии металл — пластмасса, металл — стекло, ке-
рамика-стекло найдут широкое применение в конструкции уз-
лов трения самолетов.

Для исключения задира стальной оси внутренним кольцом под-
шипника скольжения применяется промежуточная бронзовая втул-
ка, образующая обратную пару трения (рис. 7.14). Обратной назы-
вается пара трения, в которой из антифрикционного материала вы-
полнен вал.

Вдавливание твердых посторонних частиц в поверхностный слой
детали из мягкого антифрикционного сплава — шаржирование при-
водит к быстрому абразивному изнашиванию сопряженной твердой
детали. Поэтому при невозможности исключить попадание пыли в
сложные узлы трения большого диаметра в них следует применять
твердые антифрикционные покрытия. Например, в шарнире пово-
рота консоли крыла полая стальная ось в зоне трения покрывается
гальваническим методом твердой металлической пленкой сплава
серебра с небольшим содержанием редкого элемента рения, имею-
щего точку плавления + 2615°С. Такая конструкция узла трения не *
требует дополнительной смазки, хорошо проводит электричество
и обеспечиваем большой ресурс при рабочих температурах поверх-
ностей от —60 до +760°С.

Перспективными являются конструкции узлов трения с деталями
из полимерных материалов, которые обладают более низким коэф-
фициентом трения, меньшим износом и большей усталостной дол-
говечностью, чем сплавы металлов. Армированный нейлон, полиэти-
лен и поликарбонат в некоторых случаях обеспечивают большую
долговечность, чем сталь.

Полиамиды в узлах трения применяются в виде пленочных
покрытий, наносимых вибрационным, газопламенным и вихревым
способами.

Долговечность пар трения винтовых механизмов, получивших
широкое распространение, в значительной мере зависит от точности
изготовления резьбы винта и гайки. Большие зазоры в резьбе в со-
четании с обычными вибрациями способствуют интенсивному из-
нашиванию и увеличению несоосности между винтом и гайкой.
Конструктивными мероприятиями необходимо обеспечить сохране-
ние соосности винта и гайки в процессе эксплуатации и вымывание
смазкой продуктов изнашивания. Гайка из твердой бронзы по
сравнению с гайкой из чугуна для стального винта обладает более
высокой износостойкостью, и продукты изнашивания не содержат
твердые сплавы.

При конструировании эксцентриковых регуляторов положения
деталей механизации крыла необходимо убедиться в том, что дей-
ствительно выполняется условие самоторможения. В противном
случае при длительном воздействии эксплуатационных нагрузок
разрушаются стопорные болты и нарушается кинематика механиз-
мов.

Повышение жесткости подшипниковых узлов существенно уве-
личивает их ресурс.

Например, из-за упругой деформации оси колеса при скользя-
щей посадке роликовых подшипников нарушается нормальный кон-
такт между роликами и беговыми дорожками колец, что приводит
к их преждевременному износу.

Для обеспечения увеличенного ресурса авиашин спаренные ко-
леса должны вращаться на неподвижной оси.

Установленные на вращающейся оси колеса нагружаются до-
полнительными силами от проскальзывания на поворотах и на пря-
молинейных участках из-за фактической разности наружных диа-
метров авиашин.

Повышение долговечности тросовой проводки управления обес-
печивается увеличением диаметра ролика и дуги обхвата. Если
дуга обхвата больше длины хода троса, то число циклов
изгиба оказывается минимальным и равным числу перемещений
троса.

Долговечность троса снижается, если на близко расположенных
роликах трос изгибается в противоположных направлениях. Гаран-
тированный зазор между тросом и элементами конструкции с уче-
том возможных вибраций и упругих деформаций служит необходи-
мым условием долговечности тросовой проводки.

Для повышения усталостной долговечности сварных поперечных
швов трубчатых деталей необходимо, чтобы после сварки на внут-
ренней поверхности не образовывалась ступенька в виде подклад-
ного кольца.

135
*:

I

7.4.	БЕЗОПАСНО ПОВРЕЖДАЕМЫЕ (РАЗРУШАЮЩИЕСЯ)
КОНСТРУКЦИИ

Безопасно повреждаемыми (разрушающимися) будем
называть такие конструкции, которые сохраняют допустимый уро-
вень прочности и выносливости при местном производственном,
эксплуатационном или боевом повреждении. В более широком
смысле безопасно разрушающиеся конструкции обладают повышен-
ной живучестью (гл. 14), поскольку обладают свойством сохранять
работоспособность при наличии повреждения. Повреждение может
быть механическим, усталостным, коррозионным, износовым и др.

До начала 30-х годов безопасность самолетных конструкций оп-
ределялась некоторым заданным коэффициентом расчетной пере-
грузки, который, например, для гражданских и военных самолетов
США принимался равным 6. По мере уточнения эксплуатационных
нагрузок значение расчетной перегрузки определялось как произ-
ведение величины максимальной эксплуатационной перегрузки на
коэффициент безопасности, который для основной части конструк-
ции планера современного самолета принимается равным 1,5. Такое
значение коэффициента безопасности обеспечивает отсутствие оста-
точных деформаций при максимальной эксплуатационной нагрузке,
поскольку для большинства применяющихся алюминиевых сплавов
предел текучести при растяжении составляет не менее 2/3 от пре-
дела прочности.

На современном уровне развития самолетостроения высокие
требования к безопасности стимулировали развитие и совершенст-
вование безопасно разрушающихся конструкций. Другим важным
аспектом применения таких конструкций является возможность
эксплуатации самолетов с контролируемыми усталостными трещи-
нами и назначения существенно более высокого полного ресурса.
Реализуется метод обслуживания по техническому состоянию при-
менительно к планеру самолета, ресурс которого определяется ус-
талостными повреждениями. По английским нормам безопасно
разрушающейся конструкцией считается такая, которая обеспечи-
вает нормальную эксплуатацию самолета за время более одного
полета с момента разрушения какого-либо элемента. Необходимым
условием безопасного разрушения силовых элементов является их
дублирование, малая скорость развития разрушения и возможность
контроля при периодическом обслуживании. Период между провер-
ками определяется: начальным размером фиксируемого поврежде-
ния, скоростью развития повреждения в условиях эксплуатации,
предельно допустимым размером повреждения.

Интенсивность поля напряжений на конце усталостной трещины,
характеризуемая коэффициентом интенсивности напряжений, опре-
деляет скорость роста трещины (см. рис. 7.4) в данном материале.
Более прочный материал В95АТ оказывается хуже менее прочного
Д16АТ.

Безопасно повреждающейся называется такая конструкция, у
которой скорость повреждения падает по налету самолета. Мед-
ленное развитие повреждений в такой конструкции позволяет безо-
пасно эксплуатировать самолет в пределах налета между плановым
техническим обслуживанием. Верхние панели крыла многоместных
пассажирских самолетов В-747 и ВС-10 выполняются из сплава
типа В95АТ, а растягиваемые нижние панели из сплава типа
Д16АТ. Интервал налета самолета между осмотрами конструкции
из сплава типа Д16АТ в пять раз превышает потребный интервал
между осмотрами конструкции из сплава типа В95АТ.

Безопасно разрушающиеся конструкции выполняются составны-
ми из ряда силовых элементов, нагружаемых параллельно. Уста-
лостно повреждаемые поверхности агрегатов планера самолета
набираются из ряда нешироких фрезерованных панелей с прикле-
пываемыми стрингерами. Продольный стык панелей с достаточно
мощным стрингером является ограничителем развития трещины
или стоппером. Поперечная трещина может разрушить только одну
панель и катастрофического разрушения всей конструкции не про-
изойдет. Например, при плановом осмотре английского магистраль-
ного пассажирского самолета была обнаружена трещина, почти
полностью разрушившая панель крыла шириной 500 мм с четырьмя
стрингерами, что составило 13% площади сечения кессона. Целе-
вым осмотром аналогичные усталостные трещины различной длины
были обнаружены и на других самолетах этого типа. Все самолеты
были отремонтированы, и их эксплуатация продолжалась. Панели
с приклепываемыми стрингерами имеют меньшую скорость роста
трещин, по сравнению с монолитными панелями. Приклепываемый
стрингер как самостоятельный элемент продольного набора также
играет роль ограничителя трещин.

Важным средством обеспечения безопасного разрушения явля-
ется увеличение числа продольных балочных элементов конструк-
ции, в частности, лонжеронов. В отличие от прежних конструкций
фирмы Боинг крыло самолета В-747 выполнено трехлонжеронным.
Когда два американских транспортных самолета попали в шторм,
то у одного разрушилась обшивка крыла от переднего до среднего
лонжерона, а у другого нижняя полка переднего лонжерона вместе
с обшивкой до среднего лонжерона. Остаточной прочности хватило,
чтобы выдержать последующие штормовые нагрузки, и оба самоле-
та благополучно приземлились. На английских тренировочных
реактивных самолетах одного типа в полете происходили усталост-
ные разрушения нижнего пояса переднего лонжерона крыла и само-
произвольный выпуск основных ног шасси. Достаточная прочность
заднего лонжерона обеспечивала безопасное завершение полета и
приземление.

Основные стыки нижних панелей крыла самолета А-300В выпол-
нены в виде двух плит (наружной и внутренней). Такая конструк-
ция является безопасно разрушающейся. Типовые шпангоуты фю-
зеляжа этого самолета расположены под стрингерами и соединяют-
ся с ними фитингами, а с обшивкой — компенсаторами. Заклепоч-
ный шов шпангоута и компенсатора является ограничителем рас-
пространения трещин. Титановая лента небольшой толщины, при-
Рис. 7.15. Безопасно разрушающаяся конструкция лонжерона:

1 — стенка; 2—‘Дополнительный нижний пояс

Рис. 7.16. Двойной кронштейн навески элерона

к

клеиваемая к обшивке в зоне шпангоута, служит дублирующим
силовым элементом и ограничителем развития трещин. Стенки лон-
жеронов крыла самолета А-300В стыкуются внахлест с ребрами
нижних поясов продольными швами, расположенными на одной
трети высоты от нижней панели. Стык стенки усилен титановым
уголком, дублирующим нижний пояс лонжерона. Эта конструкция
показана на рис. 7.15.

Лента, приклеиваемая к обшивке в зоне нервюр, дублирует пояс

нервюры и ограничивает развитие усталостных трещин.

Безопасно разрушающиеся конструкции применяются в ответст-
венных узлах навески поверхностей управления самолетом. Крон-
штейн навески элерона самолета ЭС-8 состоит из двух зеркально
отраженных половин, дублирующих друг друга (рис. 7.16). Двой-
ные проушины обеспечивают безопасное разрушение стыковых уз-
лов агрегатов планера самолета (рис. 7.17). Поверхности безопасно
разрушающейся конструкции должны быть доступны для визуаль-

кого контроля трещин.

Для более раннего обнаружения небольших усталостных тре-
щин при плановом техническом обслуживании проводят контроль
методом красок нагруженной конструкции, когда трещины раскры-
ваются. Например, самолеты Е-111 при проведении регламентного
обслуживания нагружаются на
специальной установке стати-
ческой нагрузкой, равной 60%
от максимальной. В результате
испытаний 325 самолетов б4ыли
выявлены многочисленные тре-
щины и произошли две полом-
ки: разрушилась ось вращения
горизонтального оперения при

Рпс. 7.17. Узел крепления стабилиза-
тора с двойными проушинами
Рис. 7.18. Конструкция шар-
нира поворота консоли кры-
ла с дублированными сило-
выми элементами:

1 — наружный пояс балки цент-
роплана; 2 — внутренний пояс
балки центроплана; 3 — силовая
вставка для подшипника; 4 —
накладная пластина балки кон-
гол и; 5 — балка консоли

88% нагрузки и нижняя панель кессона центроплана при 57,7%
нагрузки. Исследование разрушений показало, что причиной недо-
статочной прочности оси явилась некачественная термообработка,
а панели — дефект отверстия болтового соединения. Выявленные
дефекты позволили предотвратить катастрофические разрушения
в полете.

Безопасно разрушающимся конструируется и такой важнейший
узел, как шарнир поворота консоли у самолетов с изменяемой стре-
ловидностью крыла. Из-за металлургического дефекта, который не
был выявлен обычными методами контроля, самолет Р-111 потерял
в полете левую консоль крыла, так как шарнир полностью разру-
шился. Примерно через год вследствие развития плотных волося-
ных трещин при перегрузке 4,5 разрушился в воздухе шарнир дру-
гого самолета этого типа.

Безопасно разрушающаяся конструкция шарнира поворота кон-
соли крыла (рис. 7.18) имеет следующие особенности: проушины
балки центроплана соединяют наружный пояс 1, внутренний пояс
2 и вставку 3, в которой устанавливаются подшипники; оба дубли-
рующих пояса охватывают вставку и имеют одинаковую несущую
способность; проушины поворотной консоли состоят из дублирую-
щих элементов балки консоли 5 и накладной пластины 4, установ-
ленной на прессовой посадке на цилиндрический выступ проушины
балки и соединенной с ней болтами. При разрушении любого эле-
мента остаточная прочность шарнира составит 50% от максималь-
ной расчетной нагрузки и при коэффициенте запаса прочности 2
обеспечит нормальную работу узла при эксплуатационных нагруз-
ках. При послеполетном осмотре на земле разрушившийся элемент
будет обнаружен и заменен. Разбивка массивных деталей проушин
на более тонкие способствует их лучшей прокаливаемости и полу-
чению более высоких механических свойств.

Поскольку трудно обнаружить и прогнозировать развитие зна-
чительной части усталостных повреждений конструкции самолета,
то они оказываются случайными, как и повреждения,- вызванные
оторвавшейся лопастью винта, разрушившимся колесом шасси или
ротором двигателя, грозовым разрядом и разрывом снаряда. Поэ-
тому безопасно разрушаемые конструкции называют также конст-
рукциями повышенной живучести, а испытания агрегатов планера
самолета на остаточную прочность при наличии естественных (ус-

$
талостных) или искусственных повреждений (надрезов и йфопило®^
называют испытаниями на живучесть.

Опыт исследований разрушений агрегатов планера самолет©®
при нагружении максимальной эксплуатационной статической на-
грузкой после внесения искусственных повреждений свидетельствует
о высокой эффективности специально разработанных безопасно
разрушаемых конструкций. Кессон крыла пассажирского сашшета
фирмы Локхид «Электра» выдержал испытания с полностью раз-
рушенной одной из пяти панелей, прилегающей к надрезанной ниж-
ней полке переднего лонжерона, а также разрезанных: стежках: ®бо>-
их лонжеронов. Испытания крыльев самолета фирмы Локхид С-130
с усталостными трещинами, возникшими в эксплуатации,, показали
высокую живучесть. Даже после разрушения 30% площади нижних
панелей крылья выдерживали 60% максимальной эксплуатацион-
ной нагрузки. Крыло самолета Н8-748 с трещиной длиной 292 мм
разрушилось при испытаниях на живучесть после приложения: на-
грузки, равной 86% от расчетной. Испытания крыльев самолета
С-46 показали, что остаточная прочность при усталостном повреж-
дении плавно и сравнительно медленно уменьшается по налету до
значения, равного двум третям исходной величины, после чего про-
исходит ее резкое снижение и разрушение. Крыло самолета В-747
с поперечными надрезами нижней панели кессона под задним лон-
жероном длиной 40 мм, полки нижнего пояса заднего лонжерона
длиной 70 мм и стенки заднего лонжерона в этом же сечении дли-
ной 100 мм после повторно-статического нагружения, эквивалент-
ного 4000 полетов, при возрастании начальных повреждений до
явно обнаруживаемых размеров, выдержало статическое нагруже-
ние 100% эксплуатационной нагрузки при напряжении 250 н/мм2.
В процессе повторно-статического нагружения, эквивалентного
налету между профилактическими обслуживаниями, начальные
повреждения увеличились примерно вдвое.

Остаточная прочность панели с трещиной полотна резко умень-
шается при разрушении стрингера в зоне трещины. Так как в экс-
плуатации наблюдались случаи одновременного усталостного раз-
рушения части обшивки со стрингером, то, например, при демонст-
рационных испытаниях на живучесть панелей крыла самолета ЭС-
10 они выдерживали максимальную эксплуатационную нагрузку с
разрушенным стрингером и прилегающими к нему пролетами по-
лотна.

Конструкция фюзеляжа самолета В-747 сохраняла несущую спо-
собность, когда при избыточном давлении в салоне 0,64 МПа на
обшивке наносились 300-миллиметровые прорези, имитирующие по-
вреждения кусками лопаток турбины разрушившегося двигателя.
Поперечный разрез стрингера с обшивкой длиной 300 мм также не
вызвал разрушения фюзеляжа этого самолета. При максимальной
эксплуатационной нагрузке и напряжении 210 Н/мм2 длина разреза
увеличилась до 465 мм. Развитие трещины задержалось у смежных
стрингеров. Последующее двукратное приложение эксплуатацион-
ной нагрузки не вызвало увеличения разрушения. Фюзеляжи сов-
ременных многоместных пассажирских самолетов выдерживают
эксплуатационное нагружение при продольной трещине длиной до
1 м с одним разрушенным шпангоутом.

Нормативные требования к безопасно разрушающимся конст-
рукциям современных самолетов сводятся к следующим положе-
ниям:

после усталостного или другого разрушения одного из основных
элементов конструкции не должно произойти катастрофическое
общее разрушение или чрезмерные деформации конструкции при
эксплуатации в течение удвоенного налета между плановыми об-
служиваниями;

остаточная прочность конструкции должна превосходить мак-
симальную эксплуатационную нагрузку.

Безопасно разрушающиеся конструкции, гарантирующие обна-
ружение повреждения при профилактическом обслуживании до его
катастрофического развития, позволяют значительно повысить дол-
говечность парка самолетов данного типа. Эксплуатация таких
конструкций ограничивается не назначенным с большим запасом
полным ресурсом, а фактическим состоянием остаточной прочности
на каждом экземпляре самолета.

7.5.	РЕСУРС И СРОК СЛУЖБЫ ДО ПЕРВОГО РЕМОНТА

В процессе длительной эксплуатации нового самолета в
нем появляются такие повреждения, вызванные усталостью, изно-
сом и старением, которые рационально устранять в условиях ремон-
тного завода. Период эксплуатации, после .которого самолет на-
правляется в первый ремонт, регламентируется такими важными
показателями его долговечности, как ресурс и срок службы до пер-
вого ремонта. Значения ресурса и срока службы до первого ремонта
назначаются с таким расчетом, чтобы за весь период эксплуатации
самолета данного типа в пределах полного ресурса и полного срока
службы он прошел несколько профилактических ремонтов (см. рис.
7.1). Конструкторы самолета стремятся в процессе разработки
•обеспечить максимальное значение ресурса до первого ремонта.
Чем больше ресурс и срок службы до первого ремонта, тем выше
эффективность самолета данного типа. В то же время полный ре-
сурс и полный срок службы агрегатов, систем, готовых изделий и,
в частности, двигателей не должны быть меньше, соответственно,
ресурса и срока службы до первого ремонта самолета.

В начале эксплуатации самолетов данного типа назначается
начальный ресурс до первого ремонта. После исследования техни-
ческого состояния самолетов, выработавших начальный ресурс до
первого ремонта и поступивших на ремонтный завод, межведомст-
венная комиссия специалистов дает заключение о возможности
продления и назначения более высокого ресурса до первого ремон-
та самолетам данного типа. Заключение комиссии базируется на
результатах полного исследования работоспособности самолетов
та ремонтном заводе до их разборки, в том числе и на результатах
141
нивелировки. После разборки самолетов проводятся стендовые и
лабораторные исследования работоспособности агрегатов и готовых,
изделий основных систем с учетом значений их выходных парамет-
ров. Последующая разборка агрегатов и узлов с полной дефекта-
цией деталей на базе инструментальных и неразрушающих методов-
контроля позволяют определить степень износа пар трения, раз-
меры усталостных и коррозионных повреждений деталей планера,,
старение резиновых и изоляционных деталей. Помимо исследова-
ния технического состояния самолетов для решения вопроса о воз-
можности продления ресурса до первого ремонта привлекаются
материалы по исследованию отказавших агрегатов, статистики от-
казов и летных происшествий других самолетов данного типа. Бо-
лее высокие значения ресурса до первого ремонта и срока службы
до первого ремонта назначаются только в том случае, если они
экономически целесообразны и обеспечивают безопасность само-
летов данного типа.

Конструктивные мероприятия, обеспечивающие более длитель-
ную эксплуатацию самолета без необходимости полной разборки,,
позволяют повысить его ресурс до первого ремонта.

Межремонтные ресурс и срок службы определяются для дли-
тельно эксплуатирующихся самолетов аналогично ресурсу и сроку
службы до первого ремонта. Так как общий налет и календарная
продолжительность эксплуатации самолетов, направляемых в оче-
редной профилактический ремонт, существенно больше, чем у са-
молетов, поступающих в первый профилактический ремонт, и зна-
чения межремонтных ресурсов и сроков службы принято назначать
одинаковыми для последующих межремонтных циклов эксплуата-
ции, то величина межремонтного ресурса всегда назначается не-
сколько меньшей, чем ресурса до первого ремонта.

Техническое обслуживание и ремонт авиационной техники по
состоянию требуют выполнения ряда требований.

1.	Обеспечения высокого уровня эксплуатационно-ремонтной
технологичности конструкций агрегатов и узлов. Доступность для
визуального осмотра внутренних поверхностей силовых элементов,
планера самолета должна обеспечиваться эксплуатационными лю-
ками и панелями достаточных размеров, а также легкосъемностью
оборудования.

2.	Контролепригодности конструкции применительно к конкрет-
ным способам дефектоскопии и диагностики технического состоя-
ния.

3.	Разработки блочных и модульных конструкций, обеспечиваю-
щих высокий уровень взаимозаменяемости.

4.	Разработки эффективных средств диагностики и неразрушаю-
щего контроля.

5.	Развития производственно-технической и лабораторной базы;
эксплуатирующих организаций.

Стратегия .ремонта авиационной техники по техническому со-
стоянию (ГОСТ 24212—80) предусматривает вместо капитального
ремонта самолета ряд восстановительных ремонтов в процессе по-
вишенного технического обслуживания. Термин ремонт приоб-
ретает значение устранения накопившихся неисправностей для
своевременного предотвращения нарушения работоспособности аг-
регатов и систем самолета.

7.6.	ПОЛНЫЙ РЕСУРС И ПОЛНЫЙ СРОК СЛУЖБЫ

Максимальная продолжительность эксплуатации самоле-
тов данного типа определяется назначенным для них полным
ресурсом или полным сроком службы. Полный ресурс и полный
срок службы назначаются и для отдельных агрегатов и готовых
изделий, которые заменяются на самолете, если их полный ресурс
или срок службы меньше, чем у самолета. Полный ресурс и полный
срок службы являются наиболее общими количественными пока-
зателями долговечности изделий авиационной техники. Полный
ресурс, как и остальные ресурсы (ресурс до первого ремонта, меж-
ремонтный и гарантийный ресурсы), выражаются числом часов на-
лета, числом полетов, посадок, срабатываний, числом часов суммар-
ной наработки в воздухе и на земле в зависимости от специфики
агрегатов, готовых изделий и самолетов в целом.

Увеличивая объем каждого последующего профилактического
ремонта, можно восстанавливать работоспособность и обеспечи-
вать безопасность эксплуатации самолета в течение очень длитель-
ного периода времени. Назначаемые увеличенные значения полного
ресурса и срока службы самолетов данного типа зависят от объема
данных и экономической целесообразности затрат на очередной
восстановительный ремонт и обеспечение дальнейшей безопасной
эксплуатации, парка этих самолетов. Например, неудачи в создании
новых стратегических бомбардировщиков, таких как В-58, В-70,
вынудили американских конструкторов искать решения, обеспечи-
вающие продление эксплуатации старых стратегических бомбар-
дировщиков В-52, выработавших свой полный ресурс. За счет
специальных ассигнований, утвержденных конгрессом США, огра-
ниченное число самолетов В-52 было капитально отремонтировано
и введено в строй.

Назначенный ресурс не продляется, и самолеты данного типа
после его выработки списываются по следующим причинам:

1)	прогноз эксплуатационной и, в основном, усталостной пов-
реждаемости планера самолета в конце действующего ресурса сви-
детельствует о вероятности таких разрушений, ремонт которых эко-
номически нецелесообразен;

2)	разработан новый тип самолета данного класса с существен-
но лучшими характеристиками, которым экономически целесооб-
разно заменить устаревшие самолеты.

Разработка конструкции проектируемого самолета ведется на
полный ресурс и полный срок службы, указанные в ТТТ и рассчи-
танные с учетом прогноза возможности создания в будущем более
совершенного самолета, чем проектируемый. Полный ресурс и пол-
ный срок службы сменяемых агрегатов в идеале должны быть рав-

143

ж
ны полному ресурсу и сроку службы самолета. Полные ресурсы и
сроки службы, принятые при разработке конструкции агрегатов
и самолета, называются расчетными.

На практике эксплуатация парка самолетов нового типа ведет-
ся в пределах начального назначенного полного ресурса и срока
службы, которые значительно меньше расчетных. Последователь-
ное продление полных ресурсов и сроков службы агрегатов и са-
молета на основе результатов натурных усталостных испытаний,,
исследования технического состояния машин головной группы и
прогноза эксплуатационной повреждаемости является необходи-
мым условием обеспечения безопасности. В случаях, когда факти-
ческий полный ресурс самолета оказался значительно ниже рас-
четного, а усиление конструкции планера (например, кессона кры-
ла) связано с большими дополнительными затратами, используются
различные способы снижения действующих напряжений в наибо-
лее повреждаемых зонах конструкции. Например, чрезмерное ув-
лечение облегчением конструкции планера стратегического военно-
транспортного самолета С-5А (США) привело к тому, что полный
ресурс крыла оказался в несколько раз меньше расчетного полного
ресурса самолета, равного 30 000 ч. Замена крыла на 77 самолетах:
потребует значительных капиталовложений. Снижение действую-
щих напряжений в корневой части кессона крыла было достигнуто
уменьшением полезной нагрузки со 100 до 74 кН и перераспределе-
нием аэродинамической нагрузки по размаху крыла в крейсерском
полете. Элероны в крейсерском полете отклоняются вверх на по-
стоянный угол в несколько градусов. Уменьшение подъемной силы
концевых частей крыла компенсируется увеличением общего угла
атаки самолета. В результате корневые части крыла создают боль-
шую подъемную силу, а изгибающий момент в корневой части
кессона крыла уменьшается. Однако такое решение связано с уве-
личением сопротивления самолета и повышенным расходом топли-
ва. Для увеличения календарной продолжительности эксплуатации
парка самолетов С-5А проводится экономия расходования ресурса
самолетов за счет сокращения числа и продолжительности поле-
тов.

Продление срока службы пассажирских самолетов может быть
достигнуто снижением максимального избыточного давления в ка-
бине при ограничении крейсерской высоты полета или уменьшением,
крейсерской скорости.

Разработка конструкции планера самолета с учетом возмож-
ности применения современных методов неразрушающего контроля
позволяет значительно увеличить полный ресурс заблаговременным
выявлением малых трещин на каждом экземпляре самолета и про-
ведением ^профилактического ремонта в удобное для эксплуатиру-
ющей организации время. Например, метод вихревых токов позво-
ляет обнаруживать трещины длиной более 1,8 мм. При визуальном
осмотре обнаруживаются лишь трещины длиной более 8 мм. За
время роста трещины с 1,8 до 8 мм самолет может совершить де-
сятки тысяч безопасных полетов. Раннее выявление трещин деталей
Рис. 7.19. Увеличение полного ресурса
панели крыла за счет изменения ширины
прилива окантовки отверстия топливно-
го насоса:
а — исходная конструкция; б — измененная
конструкция

конструкции позволяет заблаго-
временно разработать оптималь-
ный вариант местного усиления,
обеспечивающий самолету боль-
шой полный ресурс. Часто незна-
чительное усиление конструкции в
критической зоне увеличивает ре-
сурс детали до значения, превы-
шающего полный ресурс самоле-
та. Например, небольшое увели-
чение ширины окантовки люка
нижней панели крыла (рис. 7.19)

увеличило ее полный ресурс в

10 раз. Повышение полного ресурса и срока службы имеет боль-
шое значение, так как позволяет уменьшить количество заказыва-
емых агрегатов и самолетов. При этом экономические показатели
улучшаются.

7.7.	ГАРАНТИЙНЫЙ РЕСУРС

Материальная ответственность поставщика самолета в
пределах определенного периода с начала его эксплуатации играет
большую роль в обеспечении заданных показателей его на-
дежности.

Эксплуатационная надежность самолета во многом определя-
ется качеством производственного исполнения его основных агре-
гатов и систем. Вполне естественно, что в условиях на поставку
изделий авиационной техники наряду с материальной ответствен-
ностью изготовителя за поставку некомплектной продукции, а так-
же продукции, не соответствующей стандартам и техническим ус-
ловиям, предусматривается материальная ответственность постав-
щика в случае выхода продукции из строя в процессе эксплуата-
ции по его вине. Продолжительность ответственности поставщика
за качество выпушенного изделия определяется такими юридиче-
скими категориями  как гарантийный ресурс и срок га-
рантии.

Гарантийный ресурс — суммарная наработка объекта с начала
эксплуатации, при достижении которой прекращается материаль-
ная ответственность поставщика за невыполнение требований ус-
ловий поставки.

Срок гарантии — календарная продолжительность с начала экс-
плуатации объекта, при достижении которой прекращается мате-
риальная ответственность поставщика за невыполнение требований
условий поставки.
Содержание требований условий поставки, гарантируемых из-
готовителем в период гарантийного ресурса и срока гарантии,
так же как и значения гарантийного ресурса и срока гарантии, со-
гласовываются между изготовителем и заказчиком. При этом цена
изделия определяется в зависимости от содержания и продолжи-
тельности гарантий поставщика. Изготовитель гарантирует и обес-
печивает выполнение определенных требований к изделию при ус-
ловии соблюдения потребителем правил эксплуатации, в том числе
правил хранения и транспортирования.

Поставщик должен гарантировать, что в период эксплуатации
изделия в пределах гарантийного ресурса фактическое число отка-
зов, приведших к срыву выполнения задания, не превысит уста-
новленной по согласованию с заказчиком нормы.

Разработчик и изготовитель способствуют нормальной эксплуа-
тации их изделия в пределах его полного ресурса и срока службы.

7 8. СОХРАНЯЕМОСТЬ САМОЛЕТОВ

По мере усложнения и повышения цен самолетов и комп-
лектующих изделий возросло значение такого свойства, как сохра-
няемость. При небольшом числе эксплуатирующихся специальных
самолетов и при длительном сроке их службы оказывается эконо-
мически рациональным производство за короткий период всей пар-
тии самолетов с последующим хранением значительной их части.
Например, в течение семи лет после завершения производства
стратегического разведчика ВВС США 8К-71А в эксплуатации
находилось менее трети изготовленных самолетов, остальные были
законсервированы. При необходимости пополнить парк эксплуати-
руемых самолетов вследствие их потерь в летных происшествиях и
выработки ими полного ресурса производится расконсервация не-
обходимого количества хранящихся машин. Конструкция самолета
и его агрегатов должна быть приспособлена к длительному хра-
нению и транспортированию автомобильным, железнодорожным и
воздушным транспортом. Требования к консервации, режимам хра-
пения и условиям транспортирования должны обеспечить задан-
ные в ТТТ значения показателей сохраняемости.

Срок сохраняемости Тс — календарное время хранения изделия
в специально оговоренных условиях, в течение которого сохраня-
ются его эксплуатационные свойства.

Средний срок сохраняемости Тс.ср — среднее значение срока
сохраняемости изделий данного типа.

Гамма-процентный срок сохраняемости Та —срок сохраня-
емости, который имеет и превышает в среднем обусловленное число
гамма-процентов изделий данного типа.

Высокие значения показателей сохраняемости важны для за-
меняемых агрегатов самолета и готовых изделий, таких как двига-
тели, насосы, генераторы, электронные блоки, аккумуляторные ба-
тареи, авиашины, различные подвески, стартовые ускори-
тели.
7.9.	ФАКТИЧЕСКИЕ ЗНАЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ

ДОЛГОВЕЧНОСТИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

С ростом стоимости современных самолетов для повыше-
ния их экономической эффективности и конкурентоспособности'
интенсивно проводятся исследования по увеличению ресурсов пла-
нера и двигателей. Еще несколько десятилетий назад сообщение о
том, что французский пассажирский самолет для авиалиний сред-
ней протяженности «Каравелла» будет иметь полный ресурс.
30 000 ч воспринималось специалистами как чисто рекламное..
А сегодня пассажирские самолеты с таким полным ресурсом” с тру-
дом находят сбыт на мировом рынке. Фактический налет лидерных,
самолетов В-707 превышает 70 000 ч. Интенсивно эксплуатируются^
совершая в среднем десять полетов за сутки, английские пассажир-
ские самолеты БАНД И, фактическая наработка которых превыси-
ла 55 000 полетов. Новые пассажирские самолеты для авиалиний
средней протяженности рассчитываются на полный ресурс 70 00Ф
полетов.

Полный срок службы многоместного пассажирского самолета
В-747 составляет 30 лет*. Значительная часть зарубежных авиаци-
онных компаний, эксплуатирующих пассажирские самолеты, не-
проводят их профилактические ремонты за один прием, а выполня-
ют их поэтапно по определенным зонам самолета во время выпол-
нения повышенных форм регламентного технического обслужива-
ния. При этом устанавливается предельный налет, до которого
ремонтные работы должны быть завершены, называемый ремонт-
ным циклом. В пределах ремонтного цикла последовательно выпол-
няется весь объем профилактического ремонта. Значения ремонт-
ного цикла пассажирских самолетов несколько превышают ресурс
до первого ремонта.

Показатели долговечности военно-транспортных самолетов близ-
ки к соответствующим показателям пассажирских самолетов. Дол-
говечность боевых самолетов существенно ниже. В табл. 7.2 пред-
ставлены значения расчетных ресурсов и сроков службы некоторых
самолетов.

Несмотря на значительное повышение показателей долговечно-
сти современных самолетов, достигнутое ценой огромных усилий,
проблема усталости силовых элементов конструкции остается ак-
туальной.

14 мая 1977 г. при заходе на посадку из-за усталостного разру-
шения заднего лонжерона стабилизатора потерпел катастрофу гру-
зовой самолет В-707-321 С. Погибли все пять членов экипажа и
пассажир. Налет самолета составлял 47 600 ч при 16 700 посадках.
Усталостная трещина зародилась у болта крепления обшивки
к верхнему поясу заднего лонжерона на расстоянии 180 мм от бор-
товой нервюры. Разрушив верхний пояс, незамеченная трещина уст-
ремилась по стенке вниз и достигла дополнительного пояса безо-

* Ай е1 СозшоБ, 27.11.82, № 930, с. 39.

I
Таблица 7,2

	Полный ресурс		Пол- ный	тпый 1 ре- цикл,		Полный	ресурс	« в я 5	а .  3 « § ►-И	ь-<
Обозначе-				•т1	Д				О	к
ния само-		тыс.	срок  С Л УЖ-		Обозначение		т		о _  2	3
летов	тыс.	по-	б ы,	Ф г)	самолетов		о н	к-м  из ю	
		ле- тов	годы	Меж ресу] МОНТ ТЫС.		тыс.	. о о  3 О н с	о р с 3	Меж ресу! МОНТ тыс.
ИЗ.121		20	20	6	А-310-200	60	40	20	40
«Трайдент»					БАК. 111		55	20	24
3					«Конкорд»	50	1	15	10
Г-27, Р-28	1	90,	30	  — »	С-5А	30	 — *	20	7
-		100			В-52	12	 	20	3
«Каравел-	30	— 	15	12	В-1	13,5		20	3
ла»					Р-111	6					15	1,5
ПС-9	50		20'	16	«Ягуар»	3		15	1
В-707	60		20!	30	«Харнер»	3			15	0,8
В-727	60	— 	20	23	Р-14	6			-4	15	
В-737	51	 —	20	17	Р-15	4	- 	—	15	1
В-747	60	1	""Ч	30	25	Р-16	8		15	
В-757, В-767	60	50	20	' 					
1-1011	50	36	15	16					
А-300В	60	24	20	10					

пасности. Разрушение дополнительного пояса заднего лонжерона
стабилизатора сразу после выпуска закрылков и явилось непосред-
ственной причиной катастрофы самолета В-707-321 С. При осмотре
этой зоны на всех самолетах В-707 с помощью метода вихревых
токов были обнаружены трещины еще на 26 машинах и на трех
из них потребовалась замена верхнего пояса лонжерона стабили-
затора. Эта катастрофа явилась серьезной неудачей фактического
применения безопасно разрушающейся конструкции и послужила
поводом для повышения требований к качеству профилактических
осмотров усталостно повреждаемых элементов конструкции само-
лета, поскольку в данном случае усталостная трещина развивалась
незамеченной в течение 7200 полетов.

Серьезные усталостные разрушения зафиксированы и по другим
элементам конструкции самолетов типа В-707. По провисанию дви-
гателя было обнаружено разрушение стальной проушины стыково-
го узла пилона на нескольких машинах с налетом от 15 до 35 тыс. ч.
Трещины проушин и болтов верхнего стыковочного фитинга внут-
реннего пилона, двигателя наблюдались на ряде самолетов с нале-
том от 9 до . 15 тыс. ч. Трещины нижнего пояса переднего лонжеро-
на крыла по стыку с внешним пилоном двигателя были обнаруже-
ны на 20 самолетах с налетом от 19 до 36 тыс. ч. Трещины стрин-
геров крыла по стыку с нервюрами обнаружены на самолетах
В-707-300?с налетом от 17,5 до 51 тыс. ч. На таком же самолете,
имевшем надет 52 000 ч и совершившем 19 000 посадок в стенке нер-
вюры корневой части крыла, обнаружена трещина длиной 560 мм.

На английских пассажирских самолетах //5.121 «Трайдент» 3
по подтеканию топлива в районе стыка консольной и корневой ча-
стен крыла были обнаружены усталостные трещины стыковочной
накладки нижних панелей, которые угрожали безопасности само-
лета. Осмотр 25 других таких же машин показал, что трещины от-
сутствовали только на одном из них. Первая трещина была обна-
ружена на самолете с налетом 10 929 ч после 8 600 посадок. Расчет-
ный полный ресурс самолета «Трайдент» 3 составляет 20 000 поле-
тов. При усталостных испытаниях планера самолета трещины в этой
накладке появлялись только после 76 000 расчетных «полетов».

Высокие значения показателей долговечности голландских пас-
сажирских самолетов для коротких маршрутов Р-27 и Р-28 обеспе-
чиваются широким применением в конструкции качественных кле-
евых соединений, удобными подходами для контроля трещин и свое-
временной заменой поврежденных деталей при ремонтном обслу-
живании. После обнаружения трещин в нижней панели центропла-
на самолета Р-27 фирма Фоккер произвела ее замену на всех выпу-
щенных самолетах. Наряду с увеличением толщины полотна панели
изменили ее материал: вместо сплава 7075 применили более вязкий
алюминиевый сплав 2024. Наработка лидерных самолетов Р-27 и
Р-28 уже превысила 70 тыс. полетов. Расчетный полный ресурс са-
молета Р-27 равен 90 тыс. полетов, а Р-28— 100 тыс. полетов. В про-
цессе усталостных испытаний был продемонстрирован следующий
ресурс агрегатов самолета Р-28 (в тыс. полетов или посадок): сред-
няя часть фюзеляжа—152; носовая часть фюзеляжа — 205; кон-
соль крыла — 200; закрылок — 92,6; пилоны мотогондол — 300; опе-
рение— 315; носовая нога шасси— 100; основная нога шасси— 180.
В 1968 г. самолет Р-27 потерпел катастрофу на Аляске из-за уста-
.лостного разрушения крыла при полете в болтанку, которая про-
изошла вследствие халатного отношения к сведениям о наличии
•трещин по результатам предварительно проведенной рентгеноско-
пии.

Коррозия также существенно влияет на фактические показатели
долговечности самолета, как и усталостные повреждения. Если тру-
доемкость мероприятий по борьбе с коррозией на новых пассажир-
ских самолетах составляет менее 30%, то при эксплуатации машин
с налетом более 30 тыс. ч на эти мероприятия затрачивается более
50% общей трудоемкости обслуживания конструкции планера са-
молета. На самолете В-707-400 с налетом 55 тыс. ч вследствие кор-
розии толщина обшивки центроплана у заднего лонжерона умень-
шилась на 80%. Коррозия под напряжением вызвала образование
трещин верхнего пояса переднего лонжерона крыла самолета
В-707-300С с налетом 29 тыс. ч. На пассажирских самолетах наи-
более интенсивно корродируют зоны буфетов, туалетов и места
расположения аккумуляторных батарей. Эти зоны и расположен-
ные под ними отсеки должны быть легко доступны для осмотра.
Демонтаж кухонь и туалетов на новых самолетах проводится каж-
дые пять лет, а на старых, с налетом более 30 тыс. ч, каждый год.

Показателем фактической долговечности агрегатов, узлов и де-
талей современных самолетов служит периодичность их планового
профилактического обслуживания. Например, для самолета В-747
Таблица 7.

Обозначение
двигателя

Обозначение
самолета

Полный ресурс,
тыс. ч

Межремонтный
ресурс, тыс. ч.

«Конуэй»
Л ТЗЭ-ЗВ
Л Т8Э-9
ТР-39

СР-6
«Спей»

«Олимп» 593

В-707-430

В-707-330

В-727, В-737

С-5А

ЭС-10, В-747

Бак. 111

«Конкорд»

10

12

10

по техническому
состоянию

30

по техническому
состоянию







простейшая проверка 30 элементов конструкции и систем трудоем-
костью всего 8,6 чел-ч предусмотрена через 100 ч палета. Основное
обслуживание через 1600 ч налета общей трудоемкостью 657 чел.-чг
предусматривает проверку 67 элементов конструкции, 42 компонен-
тов систем, внешний контроль 116 зон и внутренний контроль одной
зоны конструкции. И, наконец, при повышенном обслуживании че-
рез 16 000 ч налета общей трудоемкостью 1175 чел.-ч проводится
выборочный контроль 317 зон конструкции 100%-ный контроль трех
зон конструкции, наиболее подверженных усталостному поврежде-
нию. При этом широко используются средства неразрушающего

контроля.

За последние годы значительно возросли показатели долговеч-
ности фронтовых самолетов. Полный назначенный ресурс новых
американских истребителей достигает 8 000 ч. Необходимость уве-
личения полного ресурса боевых машин диктуется стремлением
продлить жизненный цикл дорогостоящих самолетов в мирное вре-

мя при высоком уровне среднегодового налета.

Значительный прогресс достигнут и в повышении долговечности
комплектующих самолет готовых изделий, в частности, двигателей.
Конструкторы агрегатов и готовых изделий стремятся согласовать
значения их полных и межремонтных ресурсов с назначенным для
данного типа самолета ресурсом до первого ремонта или наработ-
кой до повышенного технического обслуживания. В табл. 7.3 пред-
ставлены значения ресурсов некоторых двигателей современных са-
молетов.

7.10.	ОЦЕНКА ОПТИМАЛЬНОГО ПОЛНОГО РЕСУРСА
САМОЛЕТА

Расчетное значение полного ресурса самолета в значи-
тельной мере определяет особенности конструкции его планера. На-
пример, в'зависимости от увеличения числа полетов, на которое бу-
дет рассчитана конструкция пассажирского самолета, существенно
изменится его взлетная масса, стоимость и экономическая эффек-
тивность. Эксплуатация парка самолетов с заниженным полным ре-
сурсом также невыгодна, как и с завышенным. В первом случае
для обеспечения поставленной задачи в течение заданного количест-
ва лет потребуются дополнительные затраты на приобретение уве-
личенного числа самолетов и их ремонт. Во втором случае самолеты
будут иметь перетяжеленную конструкцию и неизбежны огромные
потери затраченных средств из-за необходимости списания работо-
способных машин вследствие их морального износа, поскольку по-
явилась возможность закупить более эффективные самолеты ново-
го типа. Поэтому оптимизация расчетного значения полного ресур-
са для каждого разрабатываемого типа самолета имеет исключи-
тельно актуальное значение.

Задача состоит в том, чтобы оценить диапазон значений полного
ресурса самолета данного типа, в котором суммарные затраты и
потери, связанные с обеспечением жизненного цикла парка таких
машин, окажутся минимальными. При этом в форме ограничений
учитывается требуемый уровень безопасности, безотказности и экс-
плуатационной технологичности самолета, мощность авиазаводов,
принятая структура процессов технического обслуживания и ремон-
тов, прогноз развития конструкций самолетов следующего поколе-
ния.

На рис. 7.20 показана блок-схема алгоритма определения опти-
мального полного расчетного ресурса самолетов. Исходные данные
включают параметры ЛТХ проектируемого самолета, значения по-
казателей его эксплуатационных свойств, параметры условий и ре-
жима эксплуатации, изменение среднегодового налета по годам
жизнённого цикла парка. Необходимое количество самолетов по
годам определяется как отношение потребного суммарного налета
парка в 1-м году к планируемому среднегодовому налету само-
лета В 1-М году /ср.год /•

^п//^ср.год/‘	(7>5)

Располагаемое количество самолетов по годам А/’расп/ должно
превышать необходимое количество Располагаемое количество
самолетов определяется как сумма выпущенных до 1-го года само-
летов за вычетом списанных. Располагаемое количество самолетов
уже зависит от их полного ресурса. Чем выше значение полного ре-
сурса, тем меньше самолетов будет списано и тем меньшее коли-
чество самолетов необходимо закупать в 1-м году.

При увеличении расчетного полного ресурса самолета для по-
вышения усталостной долговечности планера потребуется снижение
действующих напряжений в нижней и частично — в верхней панелях
кессона крыла, в продольном наборе и обшивке фюзеляжа. При
движении самолета по земле верхняя панель крыла испытывает
растягивающие напряжения, значения которых зависят от заполне-
ния крыла топливом, наличия двигателей на крыле и компоновки
основных ног шасси. Возникающее при этом увеличение массы кон-
струкции планера будет тем больше, чем выше масса самолета при
взлете. Для приближенных оценок удобно пользоваться простой
о

Рис. 7.20. Схема алгоритма оценки
оптимального полного ресурса само-
лета

Рис. 7.21. Схема определения опта*
мального полного ресурса самолета

формулой, определяющей зависимость увеличения массы планера
самолета Дтпл от приращения полного ресурса Д/п:

△ягпл = 5,5’1О"7ягоА/и.	(7.6)

Например, для самолета с массой при взлете то=16О т увеличе-
ние полного ресурса на Д/п=10 000 ч налета вызывает повышение
массы планера на ДтПл = 880 кг. Для самолета с то=15 т такое же
приращение ресурса может быть достигнуто ценой увеличения мас-
сы планера на ДтПл = 83 кг.

Несмотря на увеличение стоимости более долговечного самолета
и повышение затрат на его профилактические ремонты, общие за-
траты на разработку Ср, производство Спр и эксплуатацию Сэ с уве-
личением расчетного полного ресурса снижаются из-за уменьшения
необходимого 'количества самолетов Ли (рис. 7.21). Но в зависимо-
сти от прогнозируемого уровня эффективности будущих самолетов
нового поколения, которые придут на смену проектируемому само-
лету, изменяются потери от списания самолетов с невыработанным
полным ресурсом Сп. Досрочное списание работоспособных самоле-
тов может производиться вследствие их морального износа.
Следовательно, оптимальное значение полного расчетного ре-
сурса самолета определяется главным образом характером проте-
кания кривой Сп = /(/п), которая строится в зависимости от опреде-
ленного прогноза значения эффективности самолета нового поко-
ления. Чем более оптимистичным будет этот прогноз, чем более вы-
соким ожидается значение эффективности самолета, который при-
дет на смену проектируемому в настоящее время самолету, для
которого и определяется оптимальный полный расчетный ресурс,
тем меньшее значение ресурса окажется оптимальным. Минимум
суммарных затрат и потерь С2 оказывается не резким (рис. 7.21)
и можно рассматривать оптимальный диапазон значений полного
расчетного ресурса.

7.11.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Долговечность и сохраняемость самолетов зависят от характера про-
текания процессов усталостной и коррозионной повреждаемости, изнашивания и
старения. Для создания высокоресурсной конструкции самолета необходимо:

обеспечение минимального уровня эксплуатационных нагружений; конструи-
рование деталей и соединений с минимальным уровнем концентрации действую-
щих напряжений;

обеспечение стабильности усталостной прочности агрегатов планера;

использование в циклически растягиваемых зонах конструкции вязких мате-
риалов (сплавов);

применение крепежа с диаметральным натягом и гарантированной затяжкой
пакета;

реализация оптимальной схемы защиты соединений от коррозии;

выбор рациональных геометрических характеристик узлов трения;

защита трущихся поверхностей от попадания загрязнений;

конструирование важнейших узлов планера по принципу безопасной повреж-
даемости;

использование неметаллических материалов с высоким сроком службы в ус-
ловиях эксплуатации и хранения данного самолета;

приспособленность конструкции к использованию средств неразрушающего
контроля.

Долговечность самолета и его сменных агрегатов ограничивается экономиче-
ской нецелесообразностью дальнейшей эксплуатации. Какой ценой обеспечивается
высокая долговечность данного самолета? Ведь трудозатраты на восстанови-
тельный ремонт самолета с большим налетом могут составить значительную долю
(до 30%) его производственной трудоемкости. Возрастание расчетного значения
относительной трудоемкости технического обслуживания и ремонта старого само-
лета выше определенного уровня может явиться основанием для его списания.
Тесная связь долговечности самолета с экономикой находит отражение в алго-
ритме оценки его оптимального расчетного полного ресурса.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	В чем принципиальное различие определений свойств долговечности и со-
храняемости самолета?

2.	Каковы показатели долговечности и сохраняемости современных самолетов
и их значения?

3.	Какие факторы больше всего ограничивают долговечность современного
самолета?

4.	Какими способами можно снизить эксплуатационное нагружение самолета?

5.	На долговечность каких частей конструкции самолета влияет уровень акус-
тического нагружения?
6.	Что такое коэффициент интенсивности напряжений и как он влияет на из*
менение скорости роста усталостной трещины?

7.	Каково характерное протекание кривой выносливости и каким образом
уровень этой кривой влияет на массу агрегата самолета?

8.	Какие множители определяют коэффициент запаса долговечности и како-
вы его значения для конструкций самолетов различных типов?

9.	Почему коэффициент усталостной прочности служит показателем качества)
конструирования узла?

10.	Какие конструктивные мероприятия повышают долговечность высокона-
груженных зон конструкции агрегатов планера самолета?

И. Почему клее-клепанные и клее-сварные соединения обладают повышенной
усталостной долговечностью?

12.	Каковы основные способы обеспечения высокоресурсных соединений дета-
лей планера самолетов?

13.	Почему действующее в горизонтальном полете напряжение в элементах
конструкции маневренного самолета, от которого зависит его усталостная повреж-
даемость, меньше по сравнению с пассажирским самолетом?

14.	Каковы конструктивные мероприятия, обеспечивающие высокий ресурс
узлов трения?

15.	Какая пара трения называется обратной и когда она применяется?

16.	Какие основные факторы влияют на долговечность пар трения винтовых
механизмов?

17.	Каковы особенности безопасно повреждаемых конструкций и почему они
нашли широкое применение в самолетостроении?

18.	Каковы основные способы обеспечения живучести конструкции планера)
самолета при усталостном повреждении?

19.	Что обеспечивает приспособленность конструкции к применению средств
неразрушающего контроля?

20.	Чем отличается гарантийный ресурс от полного назначенного ресурса са*
молета?

21.	В чем состоит значение повышения сохраняемости самолетов?

22.	Какие параметры и характеристики самолета оказывают наибольшее вли*
яние на оптимальное значение его расчетного полного ресурса?
ГЛАВА 8

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ РАБОТЫ ПО ПОВЫШЕНИЮ
НАДЕЖНОСТИ НА ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА

8.1.	ЗНАЧЕНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

В этой главе дается краткий обзор экспериментальных
исследований на этапе проектирования самолета, который позволит
оценить возможности этих исследований и неизбежные допущения
при воспроизведении фактических нагрузок и внешних условий рабо-
ты исследуемого элемента на стенде в процессе экспери-
мента.

По мере усложнения авиационной техники все большее значение
приобретают экспериментальные исследования работоспособности
новых агрегатов и систем на этапе проектирования. Быстрый скачок
летно-технических характеристик (ЛТХ) самолетов, прогресс авиа-
ционной техники и увеличение стоимости новых разработок приво-
дят к тому, что каждая последующая машина, создаваемая в кон-
структорском бюро, значительно отличается от предыдущей.

Опыт, приобретенный конструктором, оказывается уже недоста-
точным и его во все большей степени необходимо дополнять экс-
периментальными исследованиями. Например, переход с дюрале-
вых конструкций планера самолета на стальные и титановые потре-
бовал значительного расширения объема экспериментальных иссле-
дований работоспособности новых конструкций.

Поскольку время создания современного авиационного комплек-
са исчисляется многими годами, то за этот срок можно успеть вы-
полнить достаточно большой объем экспериментальных стендовых
и лабораторных исследований новых технических решений.

Известно, что затраты на устранение конструктивных недостат-
ков самолета на этапах разработки, изготовления серии и эксплуа-
тации парка приблизительно относятся как 1:10:100. Выявление
конструктивного недостатка еще на этапе разработки считается
большой удачей, так как его устранение на этапе налаженного се-
рийного производства потребует значительных изменений дорого-
стоящей оснастки и производственных процессов. Затраты на уст-
ранение конструктивного недостатка в условиях серийного произ-
водства на строящихся самолетах на порядок выше, чем в условиях
опытного производства. В условиях эксплуатации устранение кон-
структивного недостатка путем доработки самолета потребует уже
таких затрат, которые на два порядка превышают соответствующие
расходы в условиях опытного производства. С другой стороны, реа-
лизация научно-технических достижений в такой сложной и ответ-
ственной области техники, какой является самолетостроение, дик-

155
Рис. 8.1. Сравнение I
изменения	сум мар- 

ных затрат на разра- Я
ботку нового самоле- И
та (/), серийное про- I
изводство (2) и экс- 
плуатацию парка (3> #
при обычном и увели- я
ченном (пунктирные
линии) объеме экс- В
периментальных ис- |
следований	'

тует необходимость опережающих научно-исследовательских работ
(НИР) и опытно-конструкторских работ (ОКР).	Я

Изменение суммарных затрат на разработку нового авиацион-
ного комплекса, изготовление потребного количества самолетов с- I
необходимым наземным оборудованием и эксплуатацию в течение- I
заданного жизненного цикла по годам представлено на рис. 8. И. 1
В процессе освоения нового самолета в серийном производстве и в
начальный период эксплуатации проводится конструктивно-техноло-
гическая доводка его конструкции, в период которой выявляются и ж
устраняются конструктивные недостатки. Значительное увеличение
объема экспериментальных работ на этапе разработки позволит I
создать более надежный самолет, запустить его в серийное произ- |
водство с меньшим числом конструктивных недостатков. Если при 1
этом затраты на разработку возрастут даже в два раза, то затраты I
на производство и эксплуатацию значительно снизятся (пунктирные
кривые на рис. 8.1). В результате можно получить существенную
экономию государственных средств за счет уменьшения суммарных
затрат на обеспечение жизненного цикла данного авиационного |
комплекса. Уменьшенные суммарные затраты на рис. 8.1 представ- I
лены заштрихованной площадью.	I

8.2.	ОРГАНИЗАЦИЯ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ
РАБОТ (ЭР)	I

*

Весь цикл создания комплектующих изделий авиацион- I
ной техники и самолета организационно регламентируется рядом 1
организационно-технических и нормативных документов, в числе I
которых важное место занимают комплексные программы обеспе- I
чения надежности (КПОН). Например, комплексная программа я
обеспечения надежности и безопасности полета на всех этапах соз- В
Дания и эксплуатации самолета Ил-86 позволила в короткие сроки * Я)
разработать новую конструкцию и получить на самолет сертификат I
летной годности.	•	Я

КПОН определяет виды работ, порядок (очередность), объемы В
и методы их выполнения, ответственных исполнителей, сроки, взаи- |
модействи^лорганизаций и подразделений, конечные результаты и |
форму представляемой отчетности.

Работы, включаемые в КПОН, и их последовательность пред- Я
ставлены на схеме (рис. 8.2).	Я

156	I
Окончательная оценка уробня
надежности самолета

Рис. 8.2. Основные этапы и содержание работ по комплексной программе обеспе
чения надежности

&
Генеральный конструктор при разработке технического предло-
жения по новому самолету прогнозирует значения показателей его
надежности, безопасности, эксплуатационной технологичности и жи-
вучести. Заказчик при разработке технического задания на этот са-
молет анализирует и назначает соответствующие значения показа-
телей. В процессе предварительного (эскизного) проектирования
проводится оценка выполнимости технического задания по эксплуа-
тационно-техническим характеристикам (ЭТХ) разрабатываемого
«самолета. Для этого используются результаты исследований науч-
ных институтов, анализируются внешние условия эксплуатации но-
вого самолета и конструкции его прототипов, синтезируются схем-
но-конструктивные решения основных систем самолета и исследу-
ются на макете и стендах, выполняются расчеты ЛТХ и продувки
аэродинамических моделей, параллельно выполняются расчеты на-
дежности основных систем и разрабатываются нормы их надежно-
сти, а также требования к надежности комплектующих изделий,
обосновываются стратегии технического обслуживания самолета,
включая способы выявления отказов и защиты их от воз-
действия.

Контроль выполнения КПОН на данном этапе осуществляется
в форме заключения макетной комиссии.

Следующим этапом КПОН является обеспечение заданных зна-
чений показателей надежности, безопасности и живучести в про-
цессе рабочего проектирования самолета (разработки полного ком-
плекта технической документации, постройки и испытаний опытных
образцов). Предусматриваются: входной контроль материалов и го-
товых изделий в опытном производстве, экспериментальные работы
по специальным программам, стендовая отработка систем с имита-
цией отказов и воспроизведением ожидаемых условий эксплуата-
ции, натурные усталостные испытания агрегатов планера и их ста-
тические испытания, оценка эффективности мер защиты от нежела-
тельных последствий воздействия отказов, уточнение схемно-конст-
руктивных решений систем при выпуске рабочих чертежей, произ-
водственная отработка систем при изготовлении опытных экземп-
ляров самолета, подтверждение требований по надежности и безо-
пасности уточненными расчетами и результатами проведенных ис-
пытаний систем, наземные и летные испытания опытных образцов
самолета, в том числе и сертификационные. Контроль этапа
КПОН — в форме заключения комиссии по государственным испы-
таниям нового самолета.

В серийном производстве КПОН реализуется: при разработке
новых технологических способов, повышающих надежность и каче-
ство, в процессе наземных и летных приработочных испытаний каж-
дого экземпляра самолета, периодических (выборочных) летных
испытаний самолетов по расширенной программе, наземных и лет-
ных испытаний специально выделенных ресурсных самолетов. Из-
менения чертежей основного изделия и технологических процессов
проводятся на основе анализа статистических данных об отказах
и неисправностях. Уточняется эксплуатационная и ремонтная доку-
ментация. Контроль этого этапа программы осуществляют соответ-
ствующие службы промышленности и заказчика.

В процессе эксплуатации парка новых самолетов данного типа
КПОН реализуется в совершенствовании методов и технологиче-
ских средств, применяемых при оперативном и периодическом об-
служивании, эксплуатации и управлении воздушным движением
(УВД), в улучшении учебных программ и применении новейших
технических средств обучения (ТОО) наземного и летного состава
эксплуатирующих организаций. Обеспечению надежности способст-
вуют также повышение эффективности доработок самолетов в строю*
по комплексам технических бюллетеней и продление назначенных
ресурсов и сроков службы на основе проведенных исследований и
натурных усталостных испытаний самолетов с максимальным нале-
том. После достаточно длительной эксплуатации парка производит-
ся окончательная оценка уровня надежности самолета данного*
типа.

Обеспечение надежности самолетов в комплексных программах
предусматривает:

1)	разработку оптимальной структуры (кратности резервирова-
ния) систем на основе анализа безопасности и безотказности с ис-
пользованием реальных значений показателей надежности агрега-
тов и элементов;

2)	конструирование, обеспечивающее безопасное разрушение^
безопасный отказ и выполнение полетного задания при отказе аг-
регата или элемента;

3)	конструирование с учетом реальных возможностей человека,,
участвующего в обслуживании, эксплуатации и управлении само-
летом;

4)	контроль работоспособности систем самолета в процессе под-
готовки и выполнения полета;

5)	необходимость подтверждения доказательной документацией
к началу эксплуатации парка самолетов данного типа заданных
значений показателей надежности и безопасности;

6)	повышенный уровень надежности вновь создаваемых само-
летов и готовых изделий авиационной техники, по сравнению с про-
тотипами;

7)	такую структуру особо ответственных систем и агрегатов,,
влияющих на безопасность полета, в которой два последователь-
ных независимых отказа не могут приводить к аварийной ситуа-
ции (НЛГ).

Экспериментальные работы на этапе проектирования нового са-
молета выполняются, начиная с разработки конструктивно-силовых,
и функциональных схем.

Результаты этих работ используются при выпуске рабочих чер-
тежей и для их уточнения.

Техническое руководство и разработка программ ЭР проводятся
в рамках КПОН нового изделия. Применяются два варианта орга-
низации выполнения ЭР:

1.	Каждый конструкторский отдел выпускает программы испы-
Рис. 8.3. Плоские образ-
цы листовых материалов:
1 — отверстие-концентратор

4

Рис. 8.4. Образцы соединений деталей из листа:
1 — ТЭС; 2 — РЭС; 3 — ТЭС на отрыв; 4 — АрДЭС

таний, чертежи образцов, осуществляет контроль за производством
и испытаниями своих экспериментальных разработок.

2.	Все вопросы проведения ЭР обеспечиваются специализиро-
ванным отделом экспериментальных исследований (научно-иссле-
довательским отделом).

Первый вариант получил большее распространение. При этом
в каждом отделе выделяется группа ЭР или ведущий конструктор —
ответственный на ЭР в отделе. Регулярно составляются перечни и
план-графики ЭР.

Для контроля за ходом производства заказанных образцов и
проведением ЭР при значительном их объеме используется карто-
тека и карточки учета ЭР.

8.3. ИСПЫТАНИЯ ОБРАЗЦОВ НОВЫХ МАТЕРИАЛОВ

Исследование механических и конструкционных свойств
новых материалов, определяющих их надежность, проводится обыч-
но в отраслевых НИИ по отработанной методике, которая преду-
сматривает испытания достаточно большого числа образцов стан-
дартной формы Однако выпуск рабочих чертежей образцов, за-
каз необходимого количества образцов и контроль за их изготов-
лением в опытном производстве лежит на разработчике нового са-
молета. Широкое распространение получили плоские образцы из
листа применяемых толщин. Образцы имеют форму прямоугольника
с уширениями на концах для захватов разрывной машины (рис. 8.3).
Длина образцов до 300 мм, ширина до 30 мм. Для исследования
характеристик усталостной долговечности испытывают образцы с
концентраторами напряжения в виде отверстия или надреза.

На плоских образцах проходят также предварительные испыта-
ния типовые соединения листовых деталей. Исследуется прочность

Рис. 8.5. Круглый образец материала
конструкции
точечной электросварки (ТЭС) для различных комбинаций толщин
свариваемых листов. При этом отдельно испытываются сварные
точки на срез и на отрыв (рис. 8.4).

На плоских образцах исследуются параметры прочности швов,
выполненных роликовой электросваркой (РЭС) и аргоно-дуговой
(АрДЭС).

Для определения конструкционных характеристик новых мате-
риалов больших толщин в виде плит, поковок, штамповок и литья
используются круглые цилиндрические образцы, которые подверга-
ются различным видам нагружения (рис. 8.5).

8 4. ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕПЛОПРОВОДНОСТИ
КОНСТРУКЦИИ

К числу вопросов, решение которых оказывает сущест-
венное влияние на выбор конструктивно-силовой схемы агрегата
самолета и на его надежность, относится проблема температурных
напряжений.

При проектировании сверхзвукового самолета очень важно до-
статочно точно оценить, как распространяется тепловой поток от
обшивок, омываемых горячим пограничным слоем. Если к тому же
конструкция заливается топливом, то задача усложняется, и ее ана-
литическое решение основано на ряде сомнительных допущений.
Появляется необходимость на ранней стадии проектирования экс-
периментально исследовать распределение тепловых потоков по вы-
соте балок и стенок при различных скоростях понижения уровня
топлива. Одним из возможных вариантов предварительного иссле-
дования указанной проблемы может служить метод изучения про-
цессов теплопередачи на изолированном объемном элементе конст-
рукции.

Например, проектируется отсек крыла в форме куба или парал-
лелепипеда, верхняя и нижняя обшивки которого по толщинам соот-
ветствуют типовым панелям крыла. Размеры отсека по ширине и
длине соответствуют расстояниям между балками и нервюрами
крыла, а по высоте — средней толщине крыла. Герметичный отсек
приспособлен для изменения скорости снижения уровня жидкости
в заданных пределах. На стенде отсек вставляется в теплоизоли-
рующий кожух, который препятствует утечке тепла через боковые
стенки. Подвод тепловых потоков по заданному закону в функции
времени осуществляется через верхнюю и нижнюю панели отсека
с помощью электронагревательных установок. Термопары, установ-
ленные в различных точках отсека и в нескольких вертикальных
разрезах с постоянным шагом, обеспечивают объективную инфор-
мацию о параметрах теплопередачи данной конструкции. Электро-
нагревательные установки используются и для исследования темпе-
ратурных напряжений в конструктивно-подобных моделях и в от-
секах с натурными элементами конструкции, размеры которых до-
ходят до нескольких метров.
Для контрольных исследований температурных условий в кон-
струкции при стационарном тепловом воздействии используются
натурные отсеки самолета, обдуваемые в наружном кожухе горя-
чим воздухом. Для этих целей обычно используются стационарные
тепловые стенды. Скорость потока разогретого воздуха может до-
ходить до 800 км/ч, а температура меняться в широких пределах.
Для предварительных исследований для создания нагретого воз-
душного потока с успехом применяются обычные турбореактивные
двигатели (ТРД). На натурных отсеках с помощью тензодатчиков
измеряются установившиеся температурные напряжения в элемен-
тах конструкции. В процессе подобных испытаний эксперименталь-
но определяются значения ряда коэффициентов, используемых для
уточненных расчетов теплопроводности и температурного нагруже-
ния конструкции данного типа. Переходные процессы температур-
ного нагружения конструкции при разгонах самолета имитируются
мощными тепловыми излучателями.

Перечисленные экспериментальные исследования температур-
ных условий работы новой конструкции позволяют выявить крити-
ческие элементы, изменить их и повысить надежность самолета.

8.5.	ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЕ
ОПРОБОВАНИЕ СПОСОБОВ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ
И АГРЕГАТОВ

Бездефектность и качество того или иного способа изго-
товления деталей и узлов, порядка сборки и технологического про-
цесса зачастую определяются однозначно только после изготовле-
ния 'специальных технологических образцов деталей, узлов и даже
агрегатов самолета по программе экспериментального опробования
способов изготовления.

Образцы для технологического опробования можно разделить
на две основные группы: 1) образцы, эксперимент с которыми за-
канчивается при их изготовлении; 2) образцы, предназначенные
для специальных испытаний после их изготовления.

Образцы первой группы проектируются с целью исследования
возможности изготовления данным способом и отвечают на воп-
рос: обеспечивает ли данный способ изготовления заданный уровень
качества? Примерами образцов этой группы могут служить слож-
ные панели двоякой кривизны, сварные стыки гофра, сложные
штамповки, отсеки для проверки собираемости данной конст-
рукции.

Образцы второй группы позволяют исследовать влияние спосо-
бов изготовления на показатели конкретных свойств конструкции:
статической прочности, усталостной выносливости, герметичности
и др. Значения показателей этих свойств определяются по резуль-
татам соответствующих испытаний. Примерами образцов второй
группы могут служить балки с несколькими вариантами технологи-
ческих стыков для испытаний на прочность, герметичные отсеки
конструкции, собираемые по различным вариантам технологии.
8.6.	ИССЛЕДОВАНИЯ РАБОТОСПОСОБНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ
КОНСТРУКЦИИ НА ОБРАЗЦАХ

Прочностные характеристики являются критерием рабо-
тоспособности и надежности большинства элементов конструкции
планера самолета. Поэтому подавляющее большинство образцов
элементов конструкции предназначено для прочностных испы-
таний.

Образцы крепежа новой конструкции из-за массового его при-
менения требуют самой тщательной отработки и большого объема
экспериментальных исследований. В процессе поисковых работ про-
водятся сравнительные испытания с вариацией размеров нескольких
элементов. Например, изменяются размеры галтели болта или уп-
лотнительного резинового кольца. Болты, гайки, заклепки и шайбы
из новых стальных и титановых сплавов при внедрении нуждаются
также в глубокой экспериментальной проверке. Помимо статиче-
ских испытаний на разрыв и срез наиболее трудоемкими и длитель-
ными являются испытания на усталостную долговечность. Хотя
именно по низкой усталостной выносливости обычно бракуются
многие разработанные нормали из титана и высокопрочных сплавов
стали.

При разработке рабочих чертежей появляется необходимость
применения таких профилей, работающих на сжатие, материал и
размеры которых отличаются от испытанных ранее. Эксперимент
планируется таким образом, чтобы можно было построить кривую
зависимости значений критического напряжения сжатия от отно-
шения ширины полки профиля к ее толщине. Количество образцов
одного размера должно быть не менее трех. Методика испытаний
профилей на сжатие достаточно проста. Однако особое внимание
следует обращать на точную торцовку свободных краев профилей.
При небольшой толщине полок (до 3 мм) торцы профиля необхо-
димо усилить накладкой (рис. 8.6). Местная потеря устойчивости

Рис. 8.6. Усиление тор-
ца образца накладкой

Рис. 8.7. Схема образца уси-
ленной стенки для испытаний
на сдвиг с помощью шарнир-
ной рамки

Рис. 8.8. Образец па-
нели для испытаний
на сжатие
Рис. 8.9. Схема подкрепления образца панели при испытаниях
на сжатие

сварных стыков полок лонжерона при различных
вариантах усиления исследуется на образцах, высо-
та которых должна быть значительно меньше зна-
чения, соответствующего общей потере устойчивости
пояса лонжерона при сжатии. Обычно высота об-
разцов стыков не превышает 200 мм.

Испытания панелей на сдвиг обеспечивают по-
лучение информации о значениях критических на-
пряжений сдвига в функции мощности подкрепля-
ющих элементов и толщины полотна. Образцы па-
нелей проектируются под имеющиеся шарнирные
рамки (рис. 8.7). Образец закрепляется с помощью
болтов между швеллерами рамки. Испытания про-
водятся на стандартной разрывной машине с приложением усилий
к двум противоположным шарнирам рамки. При этом образец па-
нели нагружается сдвигом.

Испытания панелей на сжатие являются наиболее объемны-
ми. Размер образца панели по высоте определяется расстоянием
между нервюрами или шпангоутами. Для имитации эффекта за-
делки торцы образца усиливаются накладками (рис. 8.8). По этой
же причине боковые кромки тоже усиливаются уголками. Коли-
чество образцов одной.геометрии не менее трех. Для исследова-
ния работоспособности стыков сжатых панелей с поперечным на-
бором проектируются образцы, у которых подкрепление сохраня-
ется в форме шарнирно опертой стенки нервюры или шпангоута
(рис. 8.9). В этом случае высота образца соответствует двойному
расстоянию между стенками поперечного набора.

Испытания панелей на растяжение позволяют исследовать как
статическую прочность перестыков полотна, так и выносливость.
В результате экспериментальных исследований серий образцов с
различной геометрией деталей и соединений выбирается опти-
мальная конструкция. Образец перестыка соединяется на болтах
с силовыми пластинами, которые равномерно передают усилие от
захватов разрывной машины на панель (рис. 8.10). При этом за-
крепления поперечной стенки не производится. Для испытаний на
статическое нагружение изготавливают не менее трех образцов
каждого типа, а для повторно-статических испытаний каждый тип
образца изготавливают еще в пяти экземплярах.

Изолированные испытания стенок и балок на сдвиг усложня-
ются трудностью обеспечения заделки поясов и исключения их по-
перечных деформаций при нагружении. Такие испытания прово-
дятся для сравнительной оценки вариантов конструкции, например,
при использовании различных технологических способов изготов-
ления. Положительные результаты дают испытания образцов ба-
лок с подкрепляющими элементами продольного и поперечного на-
бора в форме небольших кессонов. В этом случае балка работает
164
Рис. 8.10. Образец панели для испытаний на растяжение

Рис. 8.11. Образец соединения обшивки и стрингера

в условиях нагружения, близких к реальным. Образец закрепляется
на силовом полу лаборатории и нагружается силовыми гидроци-
линдрами. Аналогично испытываются образцы для исследования
работоспособности стыка пояса нервюры с панелью при сдвиге.

Для исследования работоспособности пространственной конст-
рукции с элементами фермы проектируются такие образцы, в ко-
торых реальные условия нагружения воспроизводятся за счет уве-
личения числа точек приложения усилий по соответствующим на-

правлениям.

Помимо прочностных характеристик на образцах проводится
исследование таких свойств конструкции, как герметичность, теп-
лопроводность, долговечность теплозащитных и антифрикционных
покрытий и др.

Простейшим образцом для исследования герметичности данного
варианта конструкции панели является плоская съемная крышка
герметичной коробки, в которую подается жидкость, например, ке-
росин под избыточным давлением. Контроль герметичности испыты-
ваемого образца производится по запотеванию наружного мело-
вого покрытия. Меняя образцы-крышки, можно получить сравни-

тельную оценку герметичности вариантов конструкции панели.

Для исследования герметичности заклепочных соединений ис-
пользуются плоские об-

разцы, представляющие
собой имитацию соедине-
ния обшивки со стринге-
ром. Толщина пластины
должна соответствовать
типовой толщине полотна
панели, например, лист

Рис. 8.12. Схема установки
для испытаний герметичности
заклепочных соединений под
нагрузкой


Д16АТ-лЗ химически фрезерован до 2 мм (рис. 8.11). Пластина
имеет свободные концы для закрепления в загрузочном приспособ-
лении. После клепки пластина разрезается поперек посередине. Рас-
тягивающее усилие, приложенное к концам пластины, передается
через заклепки на профиль. При этом заклепки работают на срез с
отрывом, что соответствует нагружению потайных заклепок в реаль-
ной конструкции. Герметичность соединения под последовательно
увеличивающейся нагрузкой контролируется со стороны закладных
головок заклепок с помощью вакуум-присоска и мыльной эмульсии.
Схема приспособления для нагружения и проверки герметичности
таких образцов показана на рис. 8.12.

Для исследования вариантов конструкции крышек герметичных
люков топливных отсеков применяются нагружаемые образцы па-
нели с люком, зона которого с внутренней стороны накрывается
сварной герметичной коробкой. Коробка устанавливается на бол-
тах, и герметичность ее соединения с панелью обеспечивается ре-
зиновыми прокладками. В коробку заливается топливо и создается
избыточное давление. Конструкция такого образца позволяет ис-
следовать работоспособность уплотнения крышки люка и герметич-
ных анкерных гаек ее крепления при комплексном воздействии от-
рицательных (или положительных) температур, давления топлива
и растяжения панели. Испытания таких образцов, например, под-
твердили возможность расположения гермолюков в растянутой зо-
не на нижней поверхности крыла при монолитной конструкции па-
нели вафельного типа.

На объемных образцах (цилиндрических бачках) проводятся
исследования работоспособности герметизирующих элементов под
воздействием внутреннего давления топлива или воздуха при раз-
личных температурах.

8.7.	ИСПЫТАНИЯ НА УСТАЛОСТНУЮ ДОЛГОВЕЧНОСТЬ
КОНСТРУКЦИИ

Исследование усталостной долговечности новых конст-
руктивных элементов в процессе испытаний натурных образцов по-
зволяет:

проверить свойства выбранного материала в условиях напря-
женно-деформированного состояния реальных деталей;

исследовать влияние местных концентраторов напряжений у
альтернативных вариантов конструкции силовых элементов;

проверить влияние технологических способов изготовления
деталей и сборки узлов на усталостную долговечность конструк-
ции;

оценитьг ресурс типовых стыков, соединений и элементов конст-
рукции агрегатов в окончательном варианте;

оценить наиболее рациональные варианты усиления конструк-
ции в процессе необходимой доработки с целью повышения ре-
сурса;
Рис. 8.13. Экспериментальный отсек конструкции крыла для оценки усталостной
долговечности

отработать технологию контроля усталостной повреждаемости
конструкции в процессе длительной эксплуатации;

осуществлять контроль за влиянием стабильности серийного
производства на ресурс самолета.

Выбор номенклатуры натурных образцов для испытаний на пов-
торно-статические нагрузки определяется особенностями конструк-
ции агрегатов самолета, параметрами силовозбудителей лаборато-
рии и располагаемыми сроками. Образцы поперечных стыков кры-
ла, фюзеляжа и оперения, панелей с люками и продольными шва-
ми, продольные швы герметичных отсеков испытываются на вынос-
ливость на универсальных или специальных испытательных маши-
нах. Идентичность нагружения образца и реальной конструкции
обеспечивается стабилизацией поля напряжений у исследуемой зо-
ны за счет достаточной длины образца или специальных технологи-
ческих проставок. Помимо плоских образцов стыков и относитель-
но простых образцов с поперечным шарнирным подкреплением в
процессе растяжения применяются опытные отсеки, имитирующие
пространственное нагружение в реальной конструкции нового са-
молета. На таких опытных отсеках (рис. 8.13) исследуется устало-
стная долговечность конструкции в зонах эксплуатационных лю-
ков, стыков панелей с лонжеронами, силовыми и типовыми нервю-
рами, а также подтверждаются результаты, полученные при
испытаниях на ресурс более простых образцов. Опытные отсеки
фюзеляжа при сравнительно небольших габаритных размерах
включают все типовые конструктивные решения фюзеляжа само-
лета, включая натурные детали дверей, люков, окон и гермоднищ.
Конструкция опытных отсеков должна предусматривать те же тех-
нологические способы производства, которые будут применяться
при изготовлении нового самолета.

Программы испытаний на усталостную долговечность предус-
матривают несколько типовых циклов нагружения. Каждый типо-
вой цикл представляет собой последовательное или случайное по-
вторение такого числа сочетаний нагрузок определенной величины
и асимметрии, которое по усталостной повреждаемости эквивалент-
но воздействию реальных нагрузок, действующих на данный само-
лет за один типовой полет. Простейшим является нагружение по
отнулевому циклу. Ближе к реальному является нагружение по
циклу «земля — воздух — земля», который имитирует сначала ру-
лежку и разбег на земле, затем полет в неспокойном воздухе и
снова пробег с рулежкой на земле. При движении самолета по
земле под действием собственного веса крыла его нижние панели
в зоне от основной опоры шасси к концевой нервюре нагружаются
циклическими сжимающими нагрузками. В полете под действием
подъемной силы они обычно нагружены циклическими растягиваю-
щими силами. Неровности аэродрома и турбулентность атмосферы,
а также маневрирование самолета в воздухе, делают реальное
нагружение сложным, так как на средние значения нагрузок накла-
дывается спектр случайных приращений нагрузок. Программный
цикл «земля — воздух — земля» сохраняет физическую картину
нагружения в типовом полете и предусматривает воссоздание в кри-
тической по усталостной долговечности, обычно растянутой зоне
конструкции, сначала пульсирующих сжимающих напряжений, эк-
вивалентных нагружению на земле за один полет, а затем пульси-
рующих растягивающих напряжений большей величины, соответ-
ствующих основному нагружению самолета в воздухе за время
полета. Ступенью нагружения называется последовательное повто-
рение нагрузок одной величины и асимметрии. Простейший про-
граммный цикл состоит из двух ступеней нагружения, но их может
быть и несколько, включая ступени случайного нагружения. От
степени соответствия программного цикла реальному нагружению
зависит и место появления и характер развития усталостной тре-
щины. Для упрощения испытаний допускается такой программный
цикл, который по повреждаемости эквивалентен двум типовым по-
летам.

Основным результатом испытаний на усталостную долговечность
является количественная оценка фактического ресурса данного уз-
ла или агрегата планера самолета. При испытаниях полный ресурс
оценивается числом циклов до образования макротрещины с после-
дующей полной потерей несущей способности силового элемента
конструкции. Результаты испытаний сложных образцов и опытных
отсеков сравниваются с результатами ранее проведенных испыта-
ний более простых образцов.

Натурные усталостные испытания проводятся и для планера
самолета в целом. После демонстрации требуемой усталостной дол-
говечности натурные испытания планера продолжаются с целью
определения характеристик его живучести: скорости распростране-
ния трещин и остаточной статической прочности. Например, по
английским нормам продолжительность натурных усталостных ис-
пытаний планера пассажирского самолета должна соответствовать
удвоенному полному ресурсу с последующим приложением макси-
мальной эксплуатационной нагрузки для демонстрации достаточ-
ной статической прочности.
8.8.	ИССЛЕДОВАНИЯ НАДЕЖНОСТИ НА КОНСТРУКТИВНО-
ПОДОБНЫХ НАТУРНЫХ МОДЕЛЯХ (ОТСЕКАХ)

Конструктивно-подобные модели или, как их принято на-
зывать, отсеки конструкции занимают особое место в арсенале
средств экспериментальных исследований надежности элементов
планера самолета.

При относительно малотрудоемкой конструкции модели и прос-
того оборудования для испытаний, в процессе которых достаточно
полно воспроизводятся условия работы элементов, удается выявить
недостатки конструкции на раннем этапе ее разработки.

Сущность метода натурных моделей конструкции достаточно
проста. В конструкции агрегата, например, крыла, выбирается от-
носительно небольшой участок (зона), где преобладают типовые
элементы и условия их работы не усложнены местными особен-
ностями. Все элементы конструкции этой зоны агрегата воспроиз-
водятся в натуре на модели в форме отсека.

Экспериментальный отсек прямоугольной формы (рис. 8.14)
обеспечивает достаточно полную имитацию условий деформаций
герметизирующих элементов, крепежа и взаимного перемещения
поверхностей сопрягаемых деталей конструкций кессона крыла.
Эта модель в больших количествах с успехом использовалась для
исследования рациональной схемы герметизации топливных отсе-
ков крыла маневренного самолета.

Для исследования надежности герметизации фюзеляжных топ-
ливных отсеков используются цилиндрические модели с эллиптиче-
ским или круглым сечением.

В основу разработки конструкции модели закладываются следу-
ющие основные принципы:

Рис. 8.14. Экспериментальная модель топливного отсека крыла

169
Рис. 8.15. Особенности конструкции
экспериментальной гермозаклепки.
Внизу сравнение соединений с герме-
тиком (слева) и с гермозаклепкой

Рис. 8.16. Конструкции эксперимен-
тальных герметичных анкерных гаек
с металлическим колпачком (вверху)
и резиновым (внизу)

небольшие размеры модели, обеспечивающие низкую трудоем-
кость и себестоимость изготовления партии;

соответствие жесткостных характеристик модели и реальной
конструкции;

конструктивное подобие основных силовых элементов: сечения
балок, формы фитингов, толщин панелей, профилей, стенок;

конструктивное подобие способов крепления силовых элементов
и использование в модели всех видов крепежа реальной конструк-
ции;

рациональное сочетание степени конструктивного подобия и про-
стоты конструкции модели, например, применение деталей из прес-
сованных профилей вместо фрезерованных из поковок;

сохранение в модели условий доступности для технического об-
служивания в процессе эксплуатации.

Конструктивно-подобная натурная модель топливного отсека
крыла при сравнительно небольших размерах имеет все основные
герметизируемые элементы натурной конструкции. Типовые стыки
и соединения полностью воспроизводятся в модели. На моделях в
условиях, максимально приближенных к эксплуатационным, про-
изводится сравнительная оценка безотказности вариантов конст-
рукции панелей, стыков, крышек эксплуатационных гермолюков,
специальных герметизирующих заклепок (рис. 8.15) и герметичных
анкерных гаек (рис. 8.16).

Экспериментальная проверка работоспособности моделей в ус-
ловиях, близких к эксплуатационным, предусматривает последова-
тельные испытания при повышенных и пониженных температурах.
Под воздействием повышенной температуры ускоряются окисли-
Рис. 8.17. Схема стенда для испытаний конструктивно-подобных натурных моде-
лей топливных отсеков при повышенной температуре:

1 — бак с глицерином; 2 — электронагреватели глицерина; 3 — насос глицерина; 4 — бак с
керосином; 5 — топливный насос; 6 — силовая рама; 7 — модель; 8— кожух; 9— электрона-
греватели воздуха в кожухе; 10 — загружающий гидроцилиндр; 11 — гидронасосная станция;
12— пульт управления; 13—автомат временных программ; 14 — топливный электрокран

тельные процессы и происходит интенсивное старение неметаллы-
ческих герметизирующих элементов. В реальных условиях эксплуа-
тации подобное старение элементов может быть достигнуто только
за очень длительный период времени, определяемый общим сроком
службы самолета. Например, на стенде для испытаний гермоотсе-
ков при повышенных температурах, схема которого представлена
на рис. 8.17, нагревается как топливо, циркулирующее через гермо-
отсек при избыточном давлении, так и воздух вокруг гермоотсека.
Схема нагружения модели повторно-статическими нагрузками вы-
бирается с таким расчетом, чтобы получить такое же соотношение
между касательными и нормальными напряжениями в панелях,
какое имеется в реальной конструкции при основном расчетном
случае нагружения. С этой целью сосредоточенная нагрузка, изги-
бающая модель, прикладывается на определенном плече относи-
тельно оси жесткости модели. При этом контролируется величина
относительного прогиба модели, которая при нагрузке, равной 50%,
от разрушающей должна совпадать с аналогичной величиной ре-
альной конструкции в зоне типового участка при соответствующем
нагружении. Для более полного воспроизведения напряженного
состояния модель закрепляется к плите стенда через переходный
отсек. Аналогичный переходный отсек закрепляется на свободном
торце модели и к нему крепится загрузочное приспособление. Бо-
лее сложные модели нагружаются несколькими силами одновре-
менно. При этом воспроизводится соответствующее нагружение по
перерезывающей силе, изгибающему и крутящему моментам. Вре-
мя одного цикла нагружения составляет несколько десятков секунд.
В процессе испытаний моделей топливных отсеков они обычно на-
Рис. 8.18. Установка для вибрационных испытаний модели топливного отсека

гружаются постоянным эксплуатационным давлением топлива. При-
меняются также схемы циклического нагружения избыточным дав-
лением от 0 до рэкспл- Контроль герметичности на топливо прово-
дится визуально по запотеванию наружной поверхности модели,
предварительно покрытой меловым раствором. Нагрев подаваемо-
го в модель топлива производится в теплообменниках, где в ка-
честве носителя тела используется вода под давлением с темпера-
турой до 200° С или глицерин.

Важным этапом являются испытания при отрицательных тем-
пературах до —40° С, при которых герметизирующие элементы те-
ряют эластичность и становятся особенно чувствительными к де-
формациям конструкции. Охлаждение топлива на стенде произво-
дится с помощью теплообменников, в которых используется фреон
или жидкий азот. Для охлаждения модели она обкладывается сна-
ружи сухим льдом и закрывается тепловым кожухом.

В комплексе нагружений модели предусматривается и много-
цикловое вибрационное нагружение свободного торца вертикаль-
ными перемещениями с частотой, соответствующей местным
резонансным колебаниям и амплитудой до нескольких миллимет-
ров. Модель заполняется топливом на 80% емкости. Вибрационные
испытания модели проводятся при нормальной температуре и по-
стоянном избыточном давлении топлива на базе 107 циклов колеба-
ний. Общий вид экспериментальной установки для вибраци-
онных испытаний модели топливного отсека крыла показан
на рис. 8.18.

В процессе исследования надежности на конструктивно-подоб-
ных натурных моделях выявляются серьезные недостатки. Неудач-
ные конструктивные решения заменяются новыми, которые снова
проходят проверку в процессе испытаний новых моделей. С по-
мощью моделей оказывается возможным в короткие сроки оценить
эффективность вариантов технологических способов изготовления
агрегатов, в частности, их герметизации с применением герметиков.
172
Анализируя дефекты, возникающие в процессе испытаний, можно
получить количественную оценку безотказности вариантов конст-
рукции и технологии изготовления, а также выявить технические
причины возникновения дефектов. На моделях проводятся также
исследования ремонтопригодности вариантов конструкции и техно-
логии устранения повреждений в эксплуатационных условиях.

8.9.	СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ
НА ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ

На этапе проектирования самолета проводится комплекс
испытаний важнейших и особо ответственных агрегатов и систем
на экспериментальных стендах. В процессе этих исследований экс-
периментально подтверждаются или отвергаются новые идеи и кон-
цепции, использованные в данном проекте самолета.

Продувки различных аэродинамических моделей самолета в
конфигурации крейсерского полета, взлета и посадки, воздухоза-
борников и сопел позволяют выявить наиболее рациональную гео-
метрию обводов поверхностей и остановить свой выбор на таком
варианте аэродинамической схемы самолета, который обеспечивает
как высокие ЛТХ, так и требуемый уровень безопасности и надеж-
ности.

Экспериментальная проверка работоспособности и прочности та-
ких агрегатов планера самолета, как крыло, фюзеляж, киль и го-
ризонтальное оперение проводится в лаборатории испытаний конст-
рукций (ЛИК).

Для контрольных испытаний работоспособности принятой схе-
мы герметизации топливных отсеков крыла нового самолета ис-
пользуется стендовая проверка натурных экспериментальных отсе-
ков при повторно-статическом нагружении изгибом, кручением и
перерезывающей силой и под воздействием избыточного давления
керосина и предельно допустимых температур. Продолжительность
-соответствующих нагружений определяется требуемым значением
полного ресурса самолета. Аналогично испытываются натурные
отсеки фюзеляжа.

Испытания на функционирование и подтверждение требуемого
ресурса сложных механизмов планера самолета, например, шарни-
ра консоли крыла изменяемой геометрии, навески предкрылков и
закрылков, также проводятся на специальных стендах.

Одновременно проводятся контрольные статические испытания
планера опытного самолета в целом на различные случаи нагру-
жения. Поскольку эти испытания проводятся до предельных рас-
четных нагрузок, то последовательность нагружения при различ-
ных расчетных случаях определяется постепенным возрастанием
действующих напряжений вплоть до разрушающих. По мере ус-
пешного прохождения определенных этапов статических испытаний
постепенно снимаются ограничения по режимам полета летных эк-
земпляров опытного самолета.
Для неманевренных самолетов с традиционными схемами кон-
струкции натурные усталостные испытания агрегатов и планера
в целом стали более важными, чем статические испытания. По их
результатам практически окончательно определяется геометрия си-
ловых деталей и их соединений.

Вибрационные испытания нового самолета проводятся на лет-
ном экземпляре, подготовленном к полету, и позволяют выявить
зоны агрегатов, собственные частоты колебаний которых близки к
частотам, действующим на различных режимах в полете. Чтобы из-
бежать резонансных колебаний в полете, которые могут привести
к разрушению агрегата, такие зоны обычно усиливаются и их соб-
ственная частота колебаний увеличивается. Для вибрационных ис-
пытаний самолет упруго подвешивается и его агрегаты, в том числе
и подвешиваемые грузы, приводятся в колебательный режим за-
крепленными на них эксцентриковыми вибраторами, соединенными
гибкими валиками с электромоторами, частота вращения которых
плавно увеличивается. Например, для вибрационных испытаний
космического самолета в США потребовалась вертикальная упру-
гая подвеска всей стартующей системы в сборе, масса которой пре-
вышала 2 тыс. т.

В лаборатории систем шасси проводятся стендовые ресурсные
испытания шарниров, замков, узлов концевых выключателей, ци-
линдров подкосов и цилиндров подъемников. На специальных
стендах разработчика собранные ноги шасси проходят копровые
испытания.

На натурном стенде гидросистем нового самолета проводятся
как исследования особенностей функционирования отдельных под-
систем, в результате которых определяется допустимый диапазон
значений рабочих параметров, так и длительные ресурсные испы-
тания под нагузкой и в условиях, максимально приближенных к
эксплуатационным.

Испытания системы управления также проводятся на специаль-
ном натурном стенде с моделированием динамических характери-
стик самолета и летчика на аналоговых вычислительных ма-
шинах.

В процессе стендовой отработки системы управления подбира-
ются оптимальные значения передаточной функции по отдельным
каналам, исследуются последствия отказов отдельных подсистем,,
блоков и элементов, экспериментально воссоздаются условия воз-
никновения опасных ситуаций в полете.

В лаборатории оборудования на стендах исследуется комплек-
сирование и взаимовлияние отдельных станций бортового радиотех-
нического и электронного оборудования. Исследуется сопряжение
наземного комплекса оборудования с бортовым. Определяются
границы применимости отдельных подсистем бортового комплекса
оборудования и рациональный его состав.

В лаборатории силовой установки проводятся стендовые испы-
тания функционирования топливной системы, системы управления
двигателями и других систем, обеспечивающих безотказную рабо-
ту двигателей. Наиболее ответственные агрегаты силовой установки
проходят стендовые ресурсные испытания.

Стендовые испытания на функционирование электросистем пи-
тания постоянным и переменным током выявляют предельно допу-
стимые режимы, позволяют имитировать отказы и исследовать их
последствия. Лабораторная отработка на стенде новой электросис-
темы способствует повышению ее надежности.

В процессе стендовых испытаний средств спасения и аварийного
покидания самолета экспериментально исследуются сложные про-
цессы последовательного срабатывания различных механизмов и
устройств. Исследуется динамика движения откидных частей фо-
наря кабины экипажа и катапультируемых кресел. Выявляется
влияние катапультирования кресла на работоспособность агрегатов
и систем, расположенных в кабине экипажа. Например, при распо-
ложении кресел членов экипажа рядом на стенде исследуется эф-
фективность защиты одного члена экипажа при катапультировании
другого и оптимальная последовательность катапультирования чле-
нов экипажа.

В термобарокамерах проводятся экспериментальные исследова-
ния предельных режимов и работоспособности отдельных
агрегатов и всей системы кондиционирования и жизнеобеспе-
чения.

Наконец, самым сложным, но и наиболее эффективным явля-
ется комплексный натурный наземный стенд нового самолета, в
котором в реальных условиях функционируют все системы. Назем-
ный комплексный стенд с помощью большого количества установ-
ленных датчиков и контрольной аппаратуры позволяет проводить
широкие исследования различных нерасчетных режимов функцио-
нирования самолета и разработать эффективные мероприятия и
инструкции экипажу, повышающие безопасность и надежность са-
молета в опасных ситуациях. На комплексном стенде самолета ис-
следуются возможные последствия тех отказов и дефектов, кото-
рые возникают на уже эксплуатирующихся самолетах, и по резуль-
татам этих работ уточняется эксплуатационная документация.
Эффективность комплексных наземных стендов была наглядно
продемонстрирована в процессе отработки эксплуатации пилотируе-
мых космических кораблей и станций. Например, наземный комп-
лексный стенд сверхзвукового пассажирского самолета «Конкорд»
позволил выявить причины возникновения аварийных ситуаций,
связанные с особенностями компоновки и монтажа электродистан-
ционной системы управления и влиянием на нее нерасчетных режи-
мов работы других систем самолета. Оперативный ацализ сложных
отказов ситуаций на комплексном наземном стенде по информации
экипажа терпящего бедствия корабля обеспечивает оптимизацию
команд руководителя полета и способствует благополучному его
.завершению.

Затраты на- сооружение и эксплуатацию стендов нового само-
лета полностью окупаются достигаемым повышением его безопас-
ности, надежности и живучести.
8.10.	ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ
ВНЕШНЕЙ СРЕДЫ СИСТЕМ САМОЛЕТА В ЛЕТНЫХ
УСЛОВИЯХ

Каждый новый самолет существенно отличается от свое-
го прототипа по условиям и режимам применения, по компоновке
и конструкции агрегатов и по составу оборудования и основных сис-
тем. Некоторые новые самолеты вообще не имеют прототипов.
А безотказность и долговечность оборудования и агрегатов основ-
ных систем самолета в значительной мере определяются комплек-
сом внешнего воздействия на них в процессе эксплуатации. К па-
раметрам внешней среды каждого элемента системы самолета от-
носятся: значения и повторяемость вертикальных и горизонтальных
перегрузок; амплитуды и частоты вибрации; изменение температу-
ры в процессе типового полета; акустическое нагружение; измене-
ние барометрического давления, влажности, запыленности; уровень
солевого состава атмосферного конденсата. Для некоторых ответ-
ственных элементов систем внешними параметрами являются: де-
формации, электрические нагрузки, пульсации давления гидравли-
ческой жидкости и топлива, загрязненность воздуха за компрессо-
ром двигателя, концентрация озона, поглощенная доза солнечного
излучения, напряженность магнитного поля.

Экспериментальные исследования параметров внешней среды
систем проводятся на одном из опытных экземпляров самолета.
Для этого самолет специально оборудуется большим количеством
датчиков статической перегрузки, вибрации, температуры и других
параметров, которые устанавливаются во всех зонах планера, где
размещены блоки оборудования и агрегаты основных систем. Пока-
зания датчиков записываются специально установленными много-
канальными осциллографами. Программа летных испытаний этого
экземпляра опытного самолета составляется с таким расчетом, что-
бы охватить весь диапазон полетных режимов в различных клима-
тических условиях.

По результатам анализа записей уточняется свойственная но-
вому типу самолета интегральная повторяемость Я/ вертикальных
перегрузок пу и продольных перегрузок пх в центре тяжести само-
лета. Замеряются перегрузки и в концевых частях крыла и фюзе-
ляжа, которые могут на порядок превышать перегрузки в центре
тяжести самолета.

Динамическое нагружение конструкции самолета при рулении,
взлете и посадке, особенно при базировании на грунтовом аэро-
дроме может существенно повлиять на надежность и безопасность.
Уровень этого нагружения оценивается по записям тензодатчиков,
установленных на силовых элементах шасси, крыла и фюзеляжа.
Используя’тензодатчики, можно оценить плавность уборки и вы-
пуска шасси .по нагружению узлов крепления опор, подкосов и ци-
линдров.

Трудно обеспечить безотказную и долговечную работу оборудо-
вания и важнейших элементов систем самолета в условиях повы-
шенных вибраций. Поэтому замерам фактического уровня вибра-
ций на новом самолете с помощью вибродатчиков придается боль-
шое значение. Повышенные вибрации отдельных зон самолета мо-
гут быть вызваны особенностями его аэродинамической схемы, кон-
струкции агрегатов, силовой установки и других механизмов с вра-
щающимися или циклически перемещающимися частями. Наиболь-
шую опасность представляют резонансные колебания конструкции
или элементов систем в полете, когда частота вынужденных коле-
баний совпадает с собственной частотой. Определяя по осцилло-
грамме с записью вибрации данного элемента основные частоты и
соответствующие им амплитуды, можно вычислить максимальные
значения виброперегрузки, которая характеризует уровень вибрации
этой зоны конструкции.

При рулении, на разбеге и пробеге максимальные вибропере-
грузки возникают при частоте вибраций от 1 до 30 Гц. Аэродина-
мические колебания в полете обычно также соответствуют низким
тонам собственных колебаний конструкции при частоте от 2 до
18 Гц.

Экспериментальное исследование вибрационного нагружения
нового самолета в летных условиях по специальной программе,
включающей предельные режимы, позволяет выявить зоны с не-
допустимо высоким уровнем вибрации, установить их причины и
разработать эффективные мероприятия по ликвидации таких зон.
Точное знание параметров вибрации в местах установки элементов
основных систем в летных условиях обеспечивает повышение их
безотказности и долговечности за счет воспроизведения таких же
значений параметров вибрации при стендовой отработке этих эле-
ментов и систем в целом.

Большое значение для обеспечения долговечной работы панелей
фюзеляжа и крыла имеет экспериментальное исследование интен-
сивности акустического нагружения в зонах, прилегающих к соп-
лам двигателей и ствольным установкам. Поскольку при работе
двигателя на земле угол границы выхлопной струи больше, чем в
полете, то звуковое давление на близлежащие обшивки самолета
при наземной гонке двигателей оказывается максимальным. Звуко-
вое давление от реактивной струи изменяется незначительно в ши-
роком диапазоне частот / = 2О...2ОООО Гц. Величина акустического
давления на конструкцию самолета меняется по времени в зависи-
мости от режима полета. На взлете с форсажем она максимальна.
На крейсерском режиме полета — минимальна. У самолетов с тур-
бовинтовыми двигателями максимальные акустические нагрузки
фиксируются в зоне панелей фюзеляжа, наиболее близко располо-
женной к концам лопастей винта, в плоскости его вращения. На
участке боковой поверхности фюзеляжа, на расстоянии до 2 м по
обе стороны от плоскости вращения винтов звуковое давление мо-
жет достигать 150 дБ. Так как обороты винтов на всех режимах
полета изменяются незначительно, то высокий уровень акустиче-
ских напряжений в панелях фюзеляжа в зоне вращения винтов
поддерживается в течение всего полета. Струя от реактивного дви-
гателя или от винта может вызывать переменные акустические на-
пряжения и вибрации конструкции хвостового оперения самолета.
Источником акустических напряжений и вибраций может оказаться
шум пограничного слоя при больших значениях скоростного
напора. При этом частота может достигать значения
50 000 Гц.

Экспериментальное исследование распределения температурных
полей в отсеках нового самолета и его изменения в процессе типо-
вого полета позволяют уточнить аналитические расчеты на этапе
проектирования и приблизить температурные условия испытаний
на надежность важнейших агрегатов к эксплуатационным. Анализ
записей показаний многочисленных термопар, устанавливаемых с
определенным шагом по всем агрегатам самолета, обеспечивает
получение достоверной информации о фактических температурах
и времени их воздействия на элементы конструкции и оборудова-
ния. По результатам этих исследований уточняются значения па-
раметров ТУ на поставку готовых изделий и материалов, применяе-
мых в новом самолете. Источниками повышенных температур кон-
струкции самолета являются: силовая установка, особенно в зоне
форсажных камер двигателей; вспомогательная силовая установка
(ВСУ); горячие трубопроводы системы кондиционирования и над-
дува топливных отсеков; кинетический нагрев при боль-
ших сверхзвуковых скоростях полета самолета; солнечная ра-
диация.

В двигательном отсеке хвостовой части фюзеляжа температура
может достигнуть 500° С. Зоны носовой части фюзеляжа и перед-
них кромок крыла и оперения самолета, летящего со скоростью,
соответствующей числу М = 3, нагреваются до 300° С. Для оценки
влияния положительных и отрицательных температур важно экс-
периментально определить время их воздействия. В начале типово-
го полета с увеличением скорости температура несколько возраста-
ет. Затем, вследствие попадания самолета в холодные слои атмо-
сферы при наборе высоты, температура падает, достигая отрица-
тельных значений. Далее при разгоне самолета температура начи-
нает возрастать и достигает наибольших положительных значений
при максимальной скорости полета. При снижении самолета темпе-
ратура падает, иногда снова достигая отрицательных значений,
а затем при посадке достигает значения окружающей атмосферы.
Такая закономерность изменения температуры обшивки крыла до-
статочно стабильно проявляется на многих скоростных самолетах.
При стоянке незачехленного самолета на солнце поверхности, под-
верженные воздействию прямых солнечных лучей, сильно нагрева-
ваются. Температура в прилегающих к ним отсеках самолета мо-
жет на 30° С превышать температуру воздуха, если самолет окра-
шен в темный цвет.

Экспериментальные замеры фактических параметров внешней
среды, в которой на новом самолете предстоит работать агрегатам
основных систем и готовым изделиям оборудования, способствуют
повышению их надежности.
8.11.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Вследствие значительного усложнения авиационной техники повыси-
лось значение экспериментальных исследований новых концепций, схемных и кон-
структивных решений на этапах предварительной разработки и проектирования
нового самолета.

Развитие экспериментальной базы научно-исследовательских институтов,
опытных конструкторских бюро и серийных заводов обеспечивает более глубокую
проработку конструкции и технологии изготовления новых самолетов, повышает
их надежность и позволяет снизить суммарные затраты государственных средств
за счет сокращения доработок и уменьшения количества дефектов.

При организации экспериментальных работ используются новейшие достиже-
ния науки и техники в области измерений и передачи информации.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Почему увеличение затрат на этапе проектирования самолета, в частности,
на экспериментальные исследования, приводит к значительно большему снижению
затрат на последующих этапах серийного производства и эксплуатации парка?

2.	Каковы основные направления экспериментальных исследований на этапе
проектирования самолета?

3.	На каких образцах экспериментально исследуются характеристики мате-
риалов конструкции самолета?

4.	Какими методами экспериментально исследуются характеристики тепло-
проводности конструкции самолета?

5.	Как осуществляется экспериментальное технологическое опробование спо-
собов изготовления деталей и агрегатов самолета?

6.	Как конструируются образцы для испытаний элементов конструкции само-
лета на сжатие, растяжение и сдвиг?

7.	Как проводятся испытания на усталостную долговечность?

8.	Какие исследования проводятся на конструктивно-подобных натурных мо-
делях и почему они являются рентабельными?

9.	Почему стендовые испытания систем самолета не могут быть заменены
летными испытаниями опытных машин?

10.	Почему экспериментальные исследования параметров внешней среды аг-
регатов систем нового самолета в летных условиях необходимо проводить на
опытных машинах?
ГЛАВА 9

ОЦЕНКА ФАКТИЧЕСКОЙ НАДЕЖНОСТИ АГРЕГАТОВ,
СИСТЕМ И САМОЛЕТА В ЦЕЛОМ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ
ИСПЫТАНИЙ

Целью данной главы является усвоение студентами основ-
ных идей и практических методов решения задач, возникающих пе-
ред конструктором самолетов при разработке программ испытаний
на надежность. При этом имеются в виду как специально проводи-
мые лабораторные, стендовые и ресурсные испытания агрегатов,
систем и самолета в целом, так и заводские, государственные и экс-
плуатационные испытания, летных экземпляров самолета нового
типа, а также ежегодный итог эксплуатации всего парка самоле-
тов данного типа. Роль испытаний в управлении надежностью но-
вого самолета трудно переоценить. Ранее в гл. 6 отмечалось, что
точность количественных оценок показателей безотказности зави-
сит от величины выборки, т. е. объема испытаний.

Проблема достоверной оценки показателей надежности самоле-
та заключается в необходимости фиксации всех изменений соответ-
ствующих состояний на достаточно большом числе машин данного
типа в процессе длительного периода испытаний. При этом чем вы-
ше надежность агрегата или системы, тем больший объем испыта-
ний необходим и труднее продемонстрировать эту более высокую
надежность. В этом коренное отличие показателей надежности и
безопасности самолета от показателей других его свойств, которые
могут быть подтверждены непосредственным замером.

Планом испытаний называется общая методика их проведения.
ГОСТ 27.002—83 (Приложение 1) предусматривает обозначение
каждого плана испытаний тремя индексами. Первый индекс М—
количество испытываемых объектов. Второй индекс в зависимости
от характера изделий указывает степень восстановления объектов
при испытаниях в случае отказа: Ц — невосстанавливаемые и неза-
меняемые; 7? — невосстанавливаемые, но заменяемые; М — восста-
навливаемые. Третий индекс указывает условие окончания испы-
таний, когда число отказавших объектов достигло г (может быть
г=№) или время испытаний (или наработка) каждого объекта до-
стигла значения Т, или суммарное по всем объектам время испыта-
ний (суммарная наработка) достигла значения Например, планы
испытаний [А/^г], [№1Л\Г] и [АГЦГ] применяются для невосстанавли-
ваемых изделий, а план [А/Л4Т] — для восстанавливаемых. План
испытаний каждого конкретного изделия согласуется с заказчиком.

Сечением плана испытаний называется набор фиксированных
значений его параметров. Планирование испытаний предусматри-
вает разработку оптимального плана, сечение которого обеспечива-
ет требуемые показатели точности и достоверности производимой
оценки показателя надежности при минимальной суммарной нара-
ботке в процессе испытаний всех испытываемых образцов Т2. Вели-
чина Г2 определяет объем и продолжительность испытаний, суммар-
ный расход ресурса изделий и стоимость испытаний. Конкретиза-
ция оптимального плана для данного агрегата, системы и самоле-
та при соответствующих условиях нагружения и внешней среды
реализуется в программе испытаний на надежность.

Обширную номенклатуру испытаний, которым подвергаются
изделия авиационной техники с точки зрения оценки их фактиче-
ской надежности, можно разделить на два вида — определительные
и контрольные.

Определительные испытания позволяют получить количествен-
ные оценки фактических показателей надежности агрегатов, систем
и самолета. Они обеспечивают основную долю всей информации о
фактическом уровне надежности, которая используется в техниче-
ской документации и служит основанием для схемно-конструктив-
ной доработки изделия.

Контрольные испытания позволяют лишь установить соответст-
вие или несоответствие фактической надежности изделия согла-
сованным требованиям к его надежности. При этом абсолютная
оценка показателя надежности не производится, что обеспечивает
снижение потребного для данной точности и достоверности объема
испытаний.

Испытания на долговечность называются ресурсными и являют-
ся частным случаем испытаний на надежность. Испытания на без-
отказность, ремонтопригодность и сохраняемость также представ-
ляют собой конкретные формы испытаний на надежность.

9.1.	МЕТОД ФАКТИЧЕСКОЙ НАРАБОТКИ НА ОТКАЗ
(ДОВЕРИТЕЛЬНЫХ ИНТЕРВАЛОВ)

Этот метод применяется для определительных испытаний
на надежность систем и самолета в целом. Для получения подтвер-
ждения заданных требований по безотказности этим методом не-
обходимо располагать: 1) значением заданной наработки на отказ
изделия Т3; 2) величиной заданной доверительной вероятности у;
3) законом распределения отказов изделия по времени. При испы-
таниях фиксируются два параметра: 1) суммарное время наработ-
ки Т2; 2) количество отказов ц2.

Сущность метода состоит в том, что по результатам цикла ис-
пытаний или периода эксплуатации вычисляется точечная стати-
стическая оценка искомого показателя безотказности — фактиче-
ская наработка на отказ Т. Затем, зная доверительную вероятность
и закон распределения, вычисляют верхнюю и нижнюю доверитель-
ные границы Тъ и Тн. Точечная оценка средней наработки на отказ
-зависит только от непосредственных результатов испытаний: сум-
марной наработки (налета) и суммарного количества отказов. Ве-
личина доверительного интервала зависит от принятой доверитель-
ной вероятности, закона распределения и непосредственных ре-
зультатов испытаний. Полуравенство	является условием

успешного завершения испытаний.	I

При плане испытаний [ЛШТ2], который может применяться для
восстанавливаемых элементов с простейшим потоком отказов, сис-
тем и самолета в целом, одновременно испытывают № объектов*
после каждого отказа объект восстанавливают, испытания прекра-
щают при истечении суммарного по всем объектам времени испы-
таний или наработки Т2.

Отдельные экземпляры испытываемых самолетов, систем и аг-
регатов могут иметь различный налет или наработку, а следова-
тельно, и разное число отказов за ограниченное время испытаний^
Отдельные экземпляры в процессе испытаний могут не иметь ни
одного отказа.

Испытания на безотказность самолета и его систем обычно со-
вмещаются с комплексными испытаниями на функционирование в-
реальных эксплуатационных условиях. После выполнения програм-
мы очередного этапа таких испытаний производится оценка факти-
ческой статистической наработки на отказ по формуле

— Т^п

(9.1)

В случае фиксированного ограничения времени испытаний от-
казы имеют распределение Пуассона и доверительные границы на-
работки на отказ определяются из соотношений

(9.2)

(9.3)

где и Кп — коэффициенты, вычисленные для наиболее употреби-
мых значений у и для определенных значений п2.

В табл. 9.1 приведены значения этих коэффициентов и посколь-
ку они вычисляются по квантилям вероятностей, дополняющих друг
друга до единицы, то всегда Кв>1 и Кн<1.

При отсутствии отказов изделий данного типа за период испы-
таний

Гв = оо; Тн = Т^г(}

(9.4)

где значение г0 зависит только от у и может быть получен, напри-
мер, из табл. 6.5.

Подставляя в (9.4) вместо нижней границы наработки на отказ
Тн ее заданное значение Т3, получим минимальное необходимое вре-
мя испытаний или минимальную суммарную наработку Г2т]П при
отсутствии отказов по формуле

(9.5)

Например, если для условного самолета Т3= 100 ч, то при у =
= 0,95 (го=3,О) фактическая наработка на отказ превысит задан?
т		1	2	3	4	5	6	7	10
0,8	К*	4,484 0,621	2,425  0,666	1,954 0,701	1,741 0,725	1,618  0,744	1,527  0,758	1,473  0,771	1,371 0,798
0,9	Кв  Кн	4,478  0,433	3,758 0,514	2,722  0,563	2,291 0,624	2,055  0,646	1,903  0,664	1,718  0,678	1,607  0,703
7		20	50	100	200	500	750	1000	2000
0,8	Кв  КН	1,236 0,646	1,134 0,895	1,089  0,922	1,063  0,943	1,039  0,962	1,031 0,970	1,027 0,974	1,019 0,981
0,9	Кв  Кн	1,376  0,771	1,214  0,843	1,146  0,886	1,098  0,917	1,060  0,945	1,048  0,954	1,041 0,961	1,029  0,971

ную, при условии, что за период испытаний самолеты этого типа
налетают без отказов 300 ч.

При наличии отказов в процессе испытаний суммарный налет
или суммарная наработка, необходимые для подтверждения требо-
ваний по безотказности, будут существенно большими.

Метод анализа полученных результатов испытаний состоит в
следующем. На числовой оси откладывают значения статической
оценки наработки на отказ Т и ее верхней и нижней доверительных
границ Тв и Тн, а также значение заданной наработки на отказ Т3.
Возможны три результата испытаний: 1) Т3 располагается левее
Ти, т. е.Тк^Тз — требования по безотказности подтверждены и
изделие принимается; 2) Т3 располагается правее Тв, т. е. Т3>ТВ—
требования не подтверждены и изделие обычно бракуется; 3) Т3
располагается между Тн и Тв, т. е. ТК<Т3<ТВ требования по безот-
казности не подтверждены, но испытания рекомендуется продол-
жить даже тогда, когда значение статистической оценки Т>Г3.

Проведению испытаний для подтверждения заданных требова-
ний или для определения фактических значений показателей без-
отказности должны предшествовать: выбор оцениваемых парамет-
ров, уточнение понятия отказа или допустимых границ отклонения
выходных параметров, установление порядка обслуживания, устра-
нения отказов и доработок малонадежных элементов и узлов в про-
цессе испытаний и т. п.

Требуемая точность испытаний количественно характеризуется
абсолютной и относительной доверительными ошибками по ниж-
ней границе наработки. Абсолютная доверительная ошибка оп-
ределяется по формуле

' Д.=Г-ГИ.	(9.6)
Она представляет собой ширину нижней половины доверительного
интервала. Относительная доверительная ошибка 6т равна абсо-
лютной, отнесенной к величине точечной оценки средней наработки
и выражается формулой

Ьт=^к/Т=(Т~Тн)/Т.	(9.7)

Она также может быть выражена через коэффициент Кн

87=1-/<н.	(9.8)

Планирование потребного суммарного налета или суммарной
наработки для определения фактической безотказности с необхо-
димой точностью 6т выполняется следующим образом.

1.	Находим необходимое значение коэффициента /Сп из уравне-
ния (9.8)

КЯ=1-8Г.

2.	По табл. 9.1 находим значение планируемого суммарного ко-
личества отказов нПл, до которого необходимо испытывать (эксплуа-
тировать) агрегаты, системы или самолеты данного типа, чтобы
оценить их безотказность с требуемой достоверностью у и точно-
стью 6т.

3.	Определяем искомый планируемый суммарный налет (нара-
ботку) по формуле

Япл

^пл

(9.9)

Обработка непосредственных результатов испытаний на безот-
казность по данному методу сводится к вычислению Т по формуле
(9.1), нахождению коэффициентов Кв и Кн по известным значени-
ям у и и2, например по табл. 9.1, или при отсутствии отказов ко-
эффициента Го по известному значению у, например по табл. 6.5,
вычислению значений Тв и 77 по формулам (9.2), (9.3) и (9.4) и от-
носительной ошибки по (9.7).

Пример. Оценить фактическую безотказность и возможность подтвержде-
ния заданных требований по результатам выполнения первого этапа программы
совместных летных испытаний пяти экземпляров гипотетического самолета.
Условный налет каждого самолета на этом этапе Тц и соответствующие значения
числа отказов ид представлены в табл. 9.2. Заданы значения доверительной ве-
роятности у = 0,8 и налета на отказ систем самолета, приводящего к невыполне-
нию задания 73 = 200 ч. 6Т = 0,25.

Из табл. 9.2 находим

5	5

7а1 = 2	=910 ч; п =Улп=4.

1=1	/=1

Вычислим точечную оценку наработки на отказ по выражению (9.1) Т —Т
= 227,5 ч. Из табл. 9.1 для п = 4 и у=0,8 находим Къ— 1,741 и /Сн=0,725. По

Таблица 9.2

№
самолета

__________

255

60

0
№ самолета	1	2	3	4	5
Тг2, Ч	164	185	206	195	210
#г’2	0	0	1	0	2

выражениям (9.2) и (9.3) вычислим Тв= 1,741 -227,5 = 396 ч и 7Н = 0,725-227,5 =
= 165 ч. Относительная доверительная ошибка по (9,5) равна 6т—(Т—Тн)/Т=
= 0,275.

Накопленная в процессе первого этапа летных испытаний нового самолета
статистика не обеспечивает требуемую точность. Фактическая ошибка больше до-
пустимой и фактическая безотказность самолета по результатам этих испытаний
оказалась ниже требуемой (Тк= 165 ч, а 73 = 200 ч), хотя точечная оценка сред-
ней наработки на отказ 7 = 227,5 ч превосходит 73. Поэтому принимается реше-
ние провести оценку безотказности нового самолета после второго этапа его лет-
ных испытаний на функционирование.

Фактические условные результаты второго этапа программы летных испыта-
ний представлены в табл. 9.3. По объему наработки и числу отказов они несколь-
ко превосходят планируемые значения.

Суммируя результаты обоих этапов летных испытаний, получим	+

+ /22 =910 + 960= 1870 ч;	=4 + 3 = 7. По выражению (9.1) 7=/2/«2 =

= 1870/7 = 267,5 ч. Из табл. 9.1 для у = 0,8 и п = 7 находим 7<в= 1,473 и Кн =
= 0,771. По выражениям (9.2) и (9.3) 7В = 1,473-267,5 = 394 ч и 711 = 0,771 X
Х267,5 = 206 ч.

В процессе двух этапов программы летных испытаний пяти опытных экземп-
ляров самолета нового типа в условиях максимально приближенных к реальной
эксплуатации с требуемой достоверностью подтверждено, что фактическая сред-
няя наработка на отказ выше требуемой по ТТТ и лежит в пределах 206<Т<
<394 ч. дт-0,23.

Этот метод с успехом применяется для относительно сложных
систем, например, радиоэлектронного оборудования, с небольшими
значениями Т3. Но для такого агрегата как бустер системы управ-
ления самолетом, отказ которого влияет на безопасность, потребу-
ется очень большая суммарная наработка. Если, например, для
бустера Т3=100 000 ч, то при у = 0,95 даже при отсутствии отказов
в процессе испытаний потребная суммарная наработка должна со-
ставить согласно (9.9) Т2Пл = 300 000 ч. Такие длительные испыта-
ния требуют большого числа дорогостоящих агрегатов и затягива-
ются на продолжительные сроки. Поэтому математики стали разра-
батывать более экономные методы оценки фактической безоказно-
сти элементов технических устройств. Был разработан и нашел ши-
рокое применение метод последовательных испытаний.

Аналогично, вычисляя точечную оценку и ее доверительные гра-
ницы, по результатам испытаний подтверждаются заданные в ТТТ
показатели: эксплуатационной технологичности — среднее время
восстановления Тв, долговечности — соответствующие ресурсы 1ц
и сроки службы Тк, сохраняемости — соответствующие сроки сохра-
няемости Тс самолета и основных его агрегатов и систем.

<$
9.2.	МЕТОД ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНЫХ ИСПЫТАНИЙ

Метод последовательных испытаний не предназначен
для оценивания абсолютных показателей надежности изделий, а яв-
* ляется инструментом определения по результатам испытаний лишь
соответствия фактических значений показателей требуемым. Пре-
дусматривается последовательное многошаговое увеличение объе-
ма испытаний в зависимости от результатов анализа значения кри-
терия на предыдущем шаге испытаний. При достаточно смелых со-
гласованных между поставщиком и потребителем условиях этот
метод позволяет уже при небольшом объеме испытаний принять
явно надежную систему и забраковать явно ненадежную. Метод
используется для контрольных испытаний на надежность и, в част-
ности, на безотказность.

Исходными данными для метода последовательных испытаний
являются: 1) а и р— риск поставщика и потребителя; 2) То — тео-
ретически возможная расчетная наработка на отказ испытываемо-
го изделия и Т\— минимально допустимая его наработка на от-
каз.

Условия применения метода следующие:

1)	заданные требования по безотказности подтверждаются, и
изделие принимается, если текущая величина числа отказов по вре-
мени испытаний пересекается с границей приемки графика испыта-
ний;

2)	требования не подтверждаются, и изделие не принимается»
если линия числа отказов по времени пересекается с границей бра-
ковки на графике испытаний.

Оценка результатов последовательных испытаний производится
по графику, на котором имеются две параллельные прямые: бра-
ковки Б и приемки П. Положение этих прямых зависит от согла-
сованных между поставщиком и потребителем значений четырех
параметров:

приемочной наработки на отказ То (заданной средней наработ-
ки) ;

браковочной наработки на отказ 1\ (предельно допустимой);
риска поставщика а;

риска потребителя р.

Риск поставщика ос —это вероятность того, что по результатам
испытаний ограниченного числа экземпляров будет забраковано из-
делие с требуемым показателем надежности, в частности, со сред-
ней наработкой на отказ, равной приемочной наработке Го-

Риск потребителя (заказчика) р — это вероятность того, что по
результатам ограниченного числа экземпляров будет принято из-
делие с недопустимо низким показателем надежности, в частности,,
со средней наработкой на отказ, равной браковочной наработке Гр
Следовательно, по результатам испытаний допускается вероят-
ность приемки изделия с приемочным значением средней наработки
То, равная 1—а, и вероятность приемки изделия с браковочным
значением средней наработки Ть равная р. Отношение То/Ть назы-
п

Рис. 9.1. График усеченных последова-
тельных испытаний высоконадежных
сложных изделий

ваемое точностью оценки, выби-
рается 1,5...3. Значения аир, как
правило, выбираются 0,05 ...0,10.

На рис. 9.1 в качестве учебно-
го примера представлен график
оценки результатов последова-
тельных испытаний в координатах
суммарное число отказов — сум-
марная наработка. Начиная ис-
пытания партии новых изделий,

мы находимся в начале координат графика —I) и п — И), по мере
увеличения суммарной наработки при отсутствии отказов мы дви-
гаемся вправо по оси абсцисс и можем достигнуть грани-
цы приемки. Значение — является минимальной наработкой, не-
мы находимся в начале координат графика (/2 = 0 и п=0).
случай, когда при значении /2, близком к /0, произошел отказ. Тог-
да мы сразу поднимаемся вверх на горизонталь, соответствующую
одному отказу, и теперь для пересечения границы приемки потре-
буется продолжать испытания до значения	Но если в про-

цессе испытаний произойдет еще один отказ, мы снова поднимем-
ся вверх и отдалимся от границы приемки. И все же мы можем
успешно закончить испытания, если по мере увеличения суммарной
наработки пересечем границу приемки. На рис. 9.1 при двух отка-
зах это произойдет после того, как достигнет значения /2.

Если испытываемое изделие имеет низкую фактическую сред-
нюю наработку на отказ, то при небольшой продолжительности
испытаний произойдет первый отказ, затем второй (пунктирные
прямые на рис. 9.1) и будет пересечена граница браковки. Таким
образом, для выявления малонадежного изделия не потребуется
длительных дорогостоящих испытаний. Максимальная продолжи-
тельность испытаний потребуется, когда точки, определяемые те-
кущими значениями /2 и п, располагаются по ходу испытаний меж-
ду границами Б и П. Для ограничения продолжительности испы-
таний применяется усечение по максимальной наработке или по
числу отказов, при котором производится браковка, а также ком-
бинированное усечение. На рис. 9.1 показано усечение по н = 3. При
этом максимальная продолжительность испытаний соответствует
точке пересечения границы П при двух отказах.

Для изделий с экспоненциальным распределением при разработ-
ке ТУ может быть использовано простое условие оценки соответст-
вия фактических значений показателя безотказности требуемым:
фактическая безотказность изделия признается соответствующей
заданной, если с начала испытаний суммарная наработка всех эк-
земпляров достигнет величины /о = 0,4 Т3 при отсутствии отказов,
или /1 = 0,9 Т8 при одном отказе, или /2= 1,4 Т8 при двух отказах.
Это условие получено при
. 70/Л=3,18; а—0,1; ? = 0,4.	(9.10)

Планируя потребную наработку системы или самолета по ме-
тоду последовательных испытаний, на первом шаге мы рассчиты-
ваем успешно их завершить с минимальной наработкой /0 без от-
* казов. Так как наработка изделия при испытаниях ограничена его
ресурсом то потребное число экземпляров изделия для обеспе-
чения первого этапа испытаний будет равно

Если при испытаниях произошел первый отказ, то необходимо
планировать испытания до суммарной наработки 1\. При появлении
двух отказов для успешного завершения испытаний их придется
планировать до наработки	. Таким образом, планиро-

вание испытаний по этому методу последовательно уточняется в
случае увеличения числа возникающих отказов.

Пример. Определить потребное число агрегатов самолета для последова-
тельных испытаний по условию (9.10), если заданная наработка на отказ Т’з —
—20 000 ч и ресурс /л=1 ООО ч.

Определяем потребную суммарную наработку на первом этапе испытаний
и необходимое число агрегатов 10 — 0,4 Т3 = 0,4-20 000 = 8 000 ч; М=1^^ — 8.

После одного отказа придется дополнительно испытывать агрегаты в течение
АЛ = 6—/о= (0,9—0,4) 73 = 0,5-20 000= 10 000 ч. Для этого потребуется заказать
еще 'ЛЛ^=!Д/1//к= 10 агрегатов.

После второго отказа общая потребная наработка для успешного завершения
испытаний составит /2=1,4 Та = 28 000 ч, а потребное общее число агрегатов !\! —
=/2//я = 28.

Для сравнения можно отметить, что по методу фактической наработки на от-
каз потребная суммарная наработка при у = 0,95 и отсутствии отказов по выра-
жению (9.5) составляет /о = 3,0, 73=60 000 ч, а потребное число агрегатов 60
вместо 8 по методу последовательных испытаний.

9.3 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФАКТИЧЕСКОГО РЕСУРСА
АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА ПО РЕЗУЛЬТАТАМ
ИСПЫТАНИЙ

Рассмотрим методику проведения и обработки результа-
тов стендовых ресурсных испытаний агрегатов самолета, подвер-
женных износу и старению.

Внешние условия при испытании агрегатов должны максималь-
но соответствовать фактическим условиям их эксплуатации. Так
как работа многих агрегатов протекает циклами, связанными с их
нагружением только в определенные моменты полета (взлет, по-
садка, выполнение специальных заданий), то и стендовые испыта-
ния агрегатов удобно проводить при циклах нагружения и внешне-
го воздействия. Каждый цикл испытаний должен максимально ох-
ватывать весь спектр эксплуатационных нагрузок и внешних воз-
действий? (температура, влажность, загрязненность и др.), которые
воспринимает агрегат за весь срок службы.

Продолжительность одного комплексного цикла испытаний
должна обеспечить возможность совместить основные значения на-
грузок, что требует увеличения продолжительности цикла. С дру-
188
гой стороны, при значениях продолжительности цикла, близких к
фактическому ресурсу, агрегаты могут сойти со стенда, так и не
испытав на себе всех нагрузок. Практически наиболее рациональ-
ной сказывается продолжительность цикла комплексного нагруже-
ния, лежащая в пределах 20 ...25% от заданного значения
ресурса.

В процессе испытаний агрегатов по их наработке необходимо
выполнять все профилактические работы и ремонты. Испытания
агрегатов с целью определения их фактического ресурса до пер-
вого ремонта проводятся до наступления предельного состояния
каждого агрегата.

Предельное состояние применительно к ресурсным испытаниям
или полный отказ классифицируется как такое нарушение работо-
способности, которое устраняется только ремонтом в заводских ус-
ловиях.

Определение межремонтного ресурса агрегата связано с фикса-
цией полных отказов агрегатов, прошедших профилактический ре-
монт.

При определении полного ресурса испытание каждого агрега-
та проводится до его перехода в третий вид предельного состояния
(ГОСТ 27.002—83), предполагающего окончательное прекращение
применения объекта по назначению, или появления такого отказа,
который уже не подлежит устранению. В случае отсутствия пол-
ного отказа агрегата его испытание прекращается при наработке,
соответствующей

Апах = ^/з»	(9.11)

где /тах — максимальная наработка агрегата при испытаниях;
/3 — заданный ресурс; К1 — коэффициент перекрытия ресурса.

С целью сокращения сроков испытаний и их стоимости значе-
ния коэффициента /ц для изнашиваемых агрегатов целесообразно
выбирать 1,25...1,5. При возникновении в процессе испытаний не-
исправностей или таких отказов, которые устраняются в эксплуа-
тации регулировкой или ремонтом, а также заменой запасных де-
талей без замены агрегата, они оформляются карточками учета
неисправностей, учитываются при оценке безотказности агрегата
и не влияют на значение ресурса, а ресурсные испытания продол-
жаются. Технические причины отказов и неисправностей подробно
исследуются и разрабатываются рекомендации по их устранению.

Под агрегатом понимается любое устройство самолета, начи-
ная с такого сложного, как радиостанция, и кончая таким простым,
как, например, сильфонный компенсатор трубы системы кондицио-
нирования.

Наличие на самолете агрегата различной сложности и стоимо-
сти вызывает необходимость дифференцированного подхода к оп-
ределению потребного числа образцов для проведения ресурсных
испытаний.

Назначение потребного числа комплектов агрегатов для ресурс-
ных испытаний должно оговариваться в техническом задании на

189
I

разработку агрегата или в технических условиях на поставку се*
рийных агрегатов.

Предварительный ресурс новых агрегатов определяется по мень-
шему числу образцов, а затем в условиях серийного производства
. он уточняется на большем числе образцов.

Количественная оценка значения фактического ресурса агре-
гата по результатам испытаний производится в следующем поряд-
ке.

Определяется средняя наработка до полного отказа по формуле

п

где /г — фактическая наработка до полного отказа (-го комплекта
агрегата; п — количество испытанных комплектов (образцов) аг-
регата.

Среднее квадратическое отклонение наработки определяем по
формуле

(9.13)

Учитывая, что значение ресурса агрегата определяется износо-
выми отказами и агрегаты являются восстанавливаемыми изделия-
ми, принимаем нормальный закон распределения моментов полных
отказов. Имеющийся опыт оценки показателей долговечности вос-
станавливаемых изделий свидетельствует о правомерности такой
предпосылки.

Определение ресурса агрегата сводится к отысканию нижней
границы наработки, при которой полные отказы наступают, напри-
мер, у 10% агрегатов.

Тогда из таблицы квантилей нормального распределения для
у=0,90 находим [7Т= 1,289. Значение искомой наработки опреде-
лится по формуле

/т=/ср- 1,2898.	(9.14)

Округляя полученное значение 1У, находим фактический ресурс
агрегата.

Пример. Расчет ресурса шлангов по результатам стендовых испытаний
(для шлангов ресурс до первого ремонта совпадает с полным ресурсом). В ре-
зультате стендовых испытаний 30 комплектов шлангов высокого давления до раз-
рушения получены следующие результаты:

Количество	шлангов, шт.	1	3	4	5	2	3	4	7
Наработка,	ч	.82	87	99,5	105	107 •	122	123	125
1.	По формуле (9.12) определяем /ср:

Ар = 110,9 ч.

2.	По формуле (9.13) определяем

а = 1 / -^-[(110,9 — 82)2 + з (цо,9 — 87)2 + 4 (ЦО,9 — 99,5)2 4-6(110,9 —

X/с/

/-1052)4-2(110,9—107)2 4- 3 (122—110,9)2 4- 4 (123—110,9)2 4-7(125—110,9)2] =

(795 4- 1719 4- 520 4- 208 4- 30,

4- 369 4- 585 4- 1390) =

= /194=13,9 ч.

3.	По формуле (9.14) определяем значение наработки

^=Ар — 1,289а = 110,9 — 1,289-13,9 = 93 ч.

4.	Округляя полученное значение, определяем ресурс шлангов

90 ч.

Эквивалентные и сертификационные испытания. В соответствии
с комплексной программой обеспечения надежности разрабатывае-
мого самолета проводятся опережающие испытания принципиаль-
но новых узлов и агрегатов на стендах и летающих лабораториях,,
а также длительные ресурсные испытания всех особо ответствен-
ных агрегатов, отказы которых снижают уровень безопасности по-
летов. Для сокращения сроков применяются:

ускоренные испытания с увеличенным уровнем нагрузок и пара-
метров внешних воздействий;

эквивалентные испытания (наиболее распространенные) с уве-
личенным относительным временем работы агрегата в тяжелых и
переходных режимах по сравнению с работой в эксплуатации.

Например, при назначенном ресурсе двигателя 6000 ч в процес-
се его эквивалентных испытаний в течение 600 ч количество мак-
симальных и переходных режимов превышает ожидаемое за время
эксплуатации в пределах назначенного ресурса [12].

Эквивалентные испытания оснащаются новейшей измеритель-
ной аппаратурой. Например, при испытаниях двигателей и агрега-
тов с роторами используются специально разработанные рентгенов-
ские установки для измерения и индикации зазоров на различных
режимах. Индикация большого числа параметров в процессе на-
турных стендовых испытаний посадки на палубу авианосца само-
лета Р-18 массой 16,2 т с вертикальной скоростью 8 м/с вместо
средней ожидаемой 4,9 м/с выявили ряд недостатков. Испытания
в течение четырех лет с имитацией 273 посадок при различных ком-
поновках оборудования и подвесок позволили повысить безотказ-
ность и долговечность планера, шасси и основных систем (А1г е1
Созгпоз, 5.02.83, № 940, с. 16). Испытания на наземных имитаторах
полета самолета (ИПС) позволяют выявить и устранить недостат-
ки систем и совершенствовать технику пилотирования и действия

$
в опасных ситуациях летных экипажей. Например, кабина экипажа
ИПС самолета В-1В массой 10 т перемещается по 6 степеням сво-
боды линейно на ±1,22 м и на углы ±30° по трем осям (АутаНоп
\Уеск апй Зрасе Тесйпо1о^у, 17.1.83, № 3, с. 52). Кабина ИПС
* Р-20 с пятью степенями свободы имеет амплитуду перемещений до
6,1 м. При сертификации пассажирского самолета используется до-
казательная документация о его надежности и безопасности, по-
лученная на всех этапах его разработки, начиная с материалов эс-
кизного проекта. Сертификационные испытания обычно совмеща-
ют с заводскими и государственными, по результатам которых по-
лучают необходимую доказательную документацию. Программа
летных испытаний, необходимых для получения сертификата лет-
ной годности нового самолета, предусматривает: 1) оценку часто-
ты появления отказов; 2) определение степени опасности тех или
иных отказов; 3) имитацию опасных отказов; 4) оценку действий
экипажа в опасных ситуациях. При этом испытания проводятся на
различных режимах взлета, полета и посадки, в естественных усло-
виях обледенения, в условиях взлета с высокогорного аэродрома
при высокой температуре.окружающего воздуха и др.

В процессе сертификационных летных испытаний специально
проверяется работоспособность тех систем и агрегатов самолета,
которые отличаются существенной новизной. Например, на самоле-
те А-310: система автоматического управления полетом в условиях
погодного минимума по категории 3, двухместная кабина экипа-
жа, новая ВСУ с демонстрацией повторного запуска двигателя в
полете.

Объемы сертификационных испытаний характеризуются значи-
тельным налетом. Например, пять экземпляров самолета А-310 на-
летали 1680 ч (692 полета). Пять опытных машин В-757 за 11 ме-
сяцев налетали 1374 ч. С учетом демонстрационных и тренировоч-
ных полетов суммарный налет самолетов В-757 к моменту серти-
фикации составил 1815 ч (1298 полетов). Четыре опытных самоле-
та ВАе-146 за 17 месяцев налетали 1400 ч.

Сертификационные испытания модернизированных самолетов
проводятся по сокращенной программе. Например, самолет
В-747-300 получил сертификат Национального авиационного агент-
ства США после четырех месяцев летных испытаний двух машин.

Отечественное самолетостроение на примере ряда самолетов,
таких как Ил-62М, Ил-76, Ил-86, Ту-134А, Ту-154 и других, демон-
стрирует высокий уровень надежности и безопасности полетов.

9.4. КРАТКИЕ ВЫВОДЫ
4

Требование демонстрации фактической надежности изделий авиаци-
онной техники При их разработке и серийном изготовлении стало обычным. Разви-
тые методы статистической теории испытаний устанавливают четкую зависимость
точности оценок от объема полученной информации о надежности изделия. Проб-
лема продолжительности испытаний на надежность опытных изделий может ус-
пешно решаться:
при повышении надежности элементов конструкции за счет предварительной
стендовой отработки (отсутствие отказов изделия в процессе испытаний обеспе-
чивает быстрейшее подтверждение заданной наработки на отказ);

при установлении дифференцированных значений требуемых показателей на-
дежности и точности оценок на различных этапах жизненного цикла самолета.

Приемлемой точностью оценок при испытаниях следует признать такую, при
которой дополнительный объем испытаний уже не изменяет принимаемого реше-
ния относительно изделия.

Рациональное сочетание определительных и контрольных испытаний для от-
дельных агрегатов и систем самолета на разных стадиях его создания позволяет
также сократить общий объем испытаний.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ И ЗАДАНИИ

1.	Какие задачи решаются для проведения испытаний на надежность?

2.	Определите, какая средняя наработка на отказ должна быть получена для
подтверждения в процессе испытаний, что фактическая безотказность самолета не
менее заданной, если Г3—1000 ч, у=0,8 и за время испытаний зафиксировано
два отказа? Какой суммарный налет должен быть получен в процессе этих ис-
пытаний?

3.	.Соответствует ли фактическая безотказность изделия заданной, если в
процессе последовательных испытаний суммарная наработка при одном отказе
численно равна заданной наработке на отказ, а для оценки результатов испыта-
ний используется условие (9.10)?

4.	Определите 90%-ный ресурс агрегата, если наработка до предельного со-
стояния девяти испытанных агрегатов составила соответственно 1456, 1867, 1982,
2071, 2099, 2176, 2354, 2675 и 3452 ч? Наработка до предельного состояния этого
агрегата имеет нормальное распределение.
Г Л А В А Ю *

ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ ПРИ ПРОИЗВОДСТВЕ
САМОЛЕТОВ

10.1. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ СПОСОБЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
НАДЕЖНОСТИ

Надежность самолета в значительной мере обеспечива-
ется уровнем технологической проработки его конструкции в про-
цессе проектирования. Конструирование агрегатов самолета с уче-
том новейших прогрессивных технологических способов, изготовле-
ния является основой высококачественного производства серийного
самолетостроительного завода. Исследования оптимальных спосо-
бов изготовления сложных деталей и сборки агрегатов, проводи-
мые под руководством технологического отдела опытного конструк-
торского бюро, направлены на снижение количества скрытых про-
изводственных дефектов, повышение безотказности и долговечно-
сти конструкции самолета. Только совместными усилиями конст-
работы проводятся применительно к новым конструкциям совре-
менных и перспективных самолетов.

Основные отделы серийного самолетостроительного завода, та-
кие как отдел главного конструктора (ОГК), отдел главного тех-
нолога (ОГТ) и отдел главного металлурга (ОГМ), активно участ-
руктора и технолога при разработке рабочих чертежей опытного
самолета закладывается база для обеспечения высокого качества
и надежности при производстве машин на серийном заводе.

Большую помошь технологическому отделу ОКБ в разработке
новых способов изготовления и контроля деталей и агрегатов, обес-
печивающих высокие значения показателей надежности самолета,
оказывают научно-исследовательские институты авиационной тех-
нологии и авиационных материалов. Они проектируют, испытыва-
ют и внедряют на авиационных заводах прогрессивные технологи-
ческие процессы изготовления деталей и сборки агрегатов, соот-
ветствующее оборудование и автоматические линии, приборы для
контроля качества и измерений в процессе производства. Все эти
вуя в процессе конструктивно-технологической доводки нового са-
молета, совместно разрабатывают и внедряют более прогрессив-
ные процессы изготовления, монтажа и контроля качества. Важней-
шим показателем рациональности этих процессов является уровень
надежности выпускаемых самолетов. Особой заботой работников
серийного производства является обеспечение стабильности экс-
плуатационных свойств выпускаемых самолетов, в том числе и на-
дежности.

Влияние технологии изготовления на показатели надежности.
Рациональная технология создания самолета должна в первую оче-
194
редь обеспечить требования к качеству, а затем к производитель-
ности и экономичности производственных процессов. Особенности
технологических способов производства вначале скажутся на по-
казателях качества продукции. Такие показатели качества дета-
лей и узлов самолета, как точность выдерживания размеров тол-
щин и посадочных поверхностей, сопряжений, обводов и монтаж-
ных зазоров, чистота и структура поверхности трущихся пар, вели-
чины люфта в механизмах и натяга в неразъемных соединениях,
степень герметичности емкостей и соединений трубопроводов, проч-
ностные характеристики сварных, клеевых соединений и агрегатов,
значения массы деталей и узлов, кинематические характеристики
движущихся агрегатов и усилия трения в их подвижных соедине-
ниях, значения выходных параметров систем являются обобщенной
характеристикой результатов производственного процесса по данной
технологии и объективно прогнозирует будущую работоспособность
машины. Значения показателей качества лежат в основе решений
о приемке или браковке деталей, узлов, агрегатов и самолета в
целом. Таким образом, показатели качества являются выходными
параметрами производственного процесса с данными технологи-
ческими.способами. Закономерности влияния технологических спо-
собов производства самолетов на показатели их качества изучаются
в специальной дисциплине «Технологии самолетостроения».

Однако показатели качества производственного процесса слу-
жат лишь для оценки завершившегося этапа изготовления самоле-
та. А дальше начинается этап его эксплуатации. Здесь на первый
план выступают показатели эксплуатационных свойств самолета,
в том числе и показатели надежности. Существует ли зависимость
между показателями качества производства и надежности? Безус-
ловно существует и это наглядно подтверждает тот факт, что боль-
шая доля отказов в эксплуатации вызывается производственными
недостатками изделий. Применительно к агрегатам планера само-
лета, скрытые или пропущенные производственные недостатки при
современном уровне технологии контроля качества приводят к не-
исправностям, связанным главным образом с недостаточной стати-
ческой и усталостной прочностью малонагруженных деталей, интен-
сивной коррозией над напряжением и быстрым износом подвиж-
ных соединений. Влияние конкретных значений показателей качест-
ва производственного процесса на показатели надежности можно
оценить только в процессе испытаний и эксплуатации. На это влия-
ние оказывает воздействие комбинации двух случайных процессов.
С одной стороны, данная технология предопределяет уровень слу-
чайной нестабильности производственного процесса. С другой сто-
роны, на данный самолет в реальных условиях эксплуатации воз-
действуют случайные нагружения различной физической природы.
Статистические данные об отказах в эксплуатации являются той
обратной связью, которая позволяет посредством изменения значе-
ний показателей качества продукции корректировать технологичес-
кие способы производства. Например, когда для. соединения обши-
вок канала воздухозаборника с полками шпангоутов на сверхзву-

7*	195

• ~	I' 
I

при этом ослабление

Рис. 10.1. Дефектная заклепка в канале воздухоза-
борника:

/ —. наружная обшивка фюзеляжа; 2 — труднодоступная зо-
на; 3 — дефектная заклепка; 4 — зона канала воздухозабор-
ника

ковом самолете применили обычную техно-
логию клепки, то показатель качества в ус-
ловиях затрудненного подхода для форми-
рования замыкающей головки заклепки
(рис. 10.1) допускал небольшой процент на-
личия дефектных заклепок. Допускаемое
заклепочных соединений не влияло на проч-

ность канала воздухозаборника. Однако з процессе эксплуатации
выяснилось, что под воздействием вибрации и разряжения в кана- I
ле дефектная заклепка постепенно раскачивалась и, выпадая в ка-
нал, засасывалась в двигатель. Ударяясь о лопатку первой ступе-
ни компрессора, заклепка оставляла на ней забоину, из-за которой
был необходим досрочный съем двигателя. Из более 3 тысяч за-
клепок канала воздухозаборника всегда находилось несколько де-
фектных, которые в любой момент могли попасть в двигатель. Пос-
ле ужесточения показателей качества клепки канала воздухозабор-
ника этот производственный недостаток был устранен и показате-
ли надежности самолета повысились.

Несмотря на возрастающий объем испытаний в процессе проек-

тирования, начальный этап эксплуатации почти каждого самолета
является периодом его конструктивно-технологической доводки. В
зависимости от глубины технологической проработки новой конст-
рукции самолета в процессе проектирования и на этапе серийного
освоения период конструктивно-технологической доводки изделия
в эксплуатации обычно продолжается от двух до пяти лет.

Зависимости между показателями качества производства само-
летов и показателями их надежности являются результатом анали-
за причин отказов в эксплуатации и изучения вызывающих их фи-
зических процессов. Обычно необходимость определения такой за-
висимости возникает для неблагоприятных с точки зрения надеж-
ности узлов и агрегатов самолета. При этом анализируются не толь-
ко карточки отказов по данному агрегату, результаты исследования
отказавших экземпляров и техническое состояние этих агрегатов
при профилактическом ремонте машин, но и особенности техноло-
гии производства агрегата на заводе.

Знание закономерностей влияния технологии изготовления на
показатели надежности самолета обеспечивает разработку опти-
мального производственного процесса, при котором принятые по-
казатели качества продукции гарантируют требуемые показатели
надежности.

Производственные недостатки самолетов. Значительная часть от-
казов, выявляемых в эксплуатации, является следствием производ-
ственных недостатков самолетов, с которыми они были выпущены
с заводов (см. гл. 4). На основе анализа статистики предлагается
196


следующая классификация причин производственных недостатков
самолетов.

1.	Заниженные значения принятых показателей качества полу-
фабрикатов, готовых изделий, агрегатов и систем.

2.	Методологические недостатки технологии изготовления, сбор-
ки и испытаний.

3.	Низкая стабильность производственных процессов из-за от-
клонения параметров исходных материалов и готовых изделий, не-
достаточной надежности оборудования.

Для обеспечения заданного уровня надежности элементов кон-
струкции и систем самолета необходимо регламентировать техно-
логические способы производства такими значениями показателей
качества, которые бы определяли допустимые отклонения режи-
мов производственного процесса от оптимальных. Номенклатура и
конкретные значения показателей качества, оговоренные в техни-
ческих условиях (ТУ) на изготовление и поставку, определяют сред-
ний уровень организации производственных процессов самолета.
Указанные в ТУ значения показателей качества продукции должны
обеспечивать требуемые значения показателей надежности самоле-
та. Обоснованные и достаточно высокие значения показателей ка-
чества полуфабрикатов, готовых изделий, агрегатов и систем, ого-
воренные в ТУ, необходимы, но не достаточны для выпуска само-
летов с требуемыми показателями надежности. Нужно, чтобы фак-
тические значения показателей качества реальной продукции были
не хуже указанных в ТУ. Отклонения от ТУ в производстве могут
произойти как из-за нарушения теоретических основ построения тех-
нологических процессов изготовления, сборки и испытаний, так и
за счет внешних причин нестабильности производственных процес-
сов: поставки некондиционных исходных материалов и готовых из-
делий, нарушений трудовой дисциплины и низкой надежности обо-
рудования.

Существенным признаком отказа из-за производственного недо-
статка является время его проявления — малый налет самолета по-
сле его выпуска. В течение первых нескольких сот часов налета
скрытые производственные недостатки, как правило, проявляют-
ся по экспоненциальному закону.

В зависимости от происхождения производственные недостат-
ки можно разделить на следующие три основные группы:
недостатки материалов, недостатки обработки и недостатки сбор-
ки.

Недостатки материалов (в том числе и металлургические) —
это такие отклонения от ТУ или ГОСТов на полуфабрикаты и ис-
ходные материалы, которые снижают прочность деталей и приво-
дят к возникновению дефектов самолета в эксплуатации. У мате-
риалов недостатки бывают местные в форме нарушений сплошно-
сти и распределенные как в ограниченных зонах (зоны неодно-
родности химического состава, неполной закалки, местного накле-
па и коррозионного повреждения), так и по всему объему полуфаб-
риката (отклонения по химическому составу и структуре).
Технологической наследственностью называется сохранение и
суммирование недостатков в последовательных стадиях производ-
ственного процесса. Недостатки материалов также связаны с пло-
хой технологической наследственностью. В процессе плавления и
литья образуются усадочные и газовые раковины и рыхлоты, неме-
• таллические включения, неоднородность химического состава и
структуры, литейные напряжения. Так, трещины деталей в эксплу-
атации часто являются следствием межкристаллической пористо-
сти или последовательных микропустот, что подтверждается иссле-
дованием микрошлифов под микроскопом. Например, усадочные
раковины приводили к усталостному разрушению шаров подшип-
ников. Неметаллические включения в сплаве в виде окислов, суль-
фидов, силикатов и нитридов при расположении в форме цепочки
частиц по направлению перпендикулярно действующим напряже-
ниям также приводят к образованию трещин и усталостному раз-
рушению деталей. Неоднородность химического состава, возник-
шая при кристаллизации сплава, — ликвация приводит к разруше-
нию деталей в эксплуатации. Литейные напряжения, возникающие
при усадке, приводят к образованию трещин в отливке или к уста-
лостному разрушению детали в эксплуатации вследствие превыше-
ния суммарных напряжений (литейных и эксплуатационных) пре-
дела усталости сплава.

Недостатки обработки деталей проявляются, начиная со ста-
дии пластической деформации заготовок. Наследуя недостатки
литья, процесс пластической деформации вносит такие недостатки
как расслоения, рванины, волосовины, окисные плены и заковы.
Расслоение представляет собой значительное нарушение сплошно-
сти поковки или прутка в зоне неудаленной при обработке давле-
нием усадочной раковины или усадочной рыхлости слитка. При хо-
лодном деформировании тонкостенных заготовок возможно образо-
вание рванин и надрывов. Так в процессе развальцовки надрывы
образуются в форме малозаметных сквозных трещин. Волосови-
ны— это такие нарушения сплошности заготовки, которые образу-
ются в результате раскатки подкорковых газовых пузырей или ско-
плений неметаллических включений. Волосовина является мощным
концентратором напряжений и приводит к быстрому усталостному
повреждению детали. Окисные плены в толще заготовки также яв-
ляются скрытым металлургическим дефектом и приводят к преж-
девременному разрушению ответственных деталей самолета. Зако-
вы образуются в процессе ковки или штамповки, когда на поверх-
ности детали остаются нарушения сплошности материала в местах
сварившихся усадочных раковин или рыхлот. Заковы в процессе
эксплуатации приводят к образованию усталостных трещин в де-
талях. При нарушении режимов термической обработки деталей
образуются закалочные трещины, перегрев при закалке, неполная
закалка,. обезуглероживание, остаточные напряжения и неполная
закалка. В* случае термической обработки как деталей из высоко-
прочных сплавов, так и деталей из неметаллических и композици-
онных материалов, наглядно проявляется роль экспериментальной
отработки технологии процесса применительно к особенностям гео-
метрии деталей. Частичное или полное невыполнение операций тер-
мической обработки деталей приводит к их разрушению в процес-
се эксплуатации.

Нарушения технологии химико-термической обработки деталей
приводят к уменьшению твердости поверхностного слоя, охрупчи-
ванию тонкостенных участков. Все это вызывает преждевременное
разрушение ответственных деталей. Нарушение сплошности проме-
жуточного защитного покрытия приводит к образованию азотиро-
ванного слоя в резьбе, появлению внутренних напряжений и уста-
лостному разрушению деталей по резьбе. Неудовлетворительное
выполнение операций диагностического травления деталей с целью
выявления трещин вызывает растравливание поверхностного слоя,
глубокую межкристаллитную коррозию и усталостное разрушение.

Недостатки антикоррозийных покрытий деталей самолета, выз-
ванные нарушением технологии, приводят к повреждениям поверх-
ностного слоя и последующему усталостному разрушению. Это от-
носится к процессам анодирования с наполнением пленки хромпи-
ком для деталей из алюминиевых сплавов, оксидирования для де-
талей из магниевых сплавов, кадмирования и цинкования с после-
дующей пассивацией для стальных деталей. Для глубокопрофили-
рованных деталей из стальных сплавов дополнительно применя-
ется фосфатирование в цинкофосфатной ванне. Отслаивание хромо-
вого покрытия поверхностей пар трения приводит к усталостному
разрушению деталей из высокопрочных стальных сплавов.

Производственные недостатки механической обработки деталей
проявляются чаще всего в искажении геометрии, предусмотренной
чертежом. Ступенчатая расточка отверстий, выход диаметра за пре-
делы поля допуска, местное утонение фрезеруемых панелей и сте-
нок, риски и подрезы галтельных переходов, шлифовочные трещи-
ны и ожоги — все это в процессе эксплуатации приводит к дефек-
там, отказам и даже летным происшествиям.

Разнообразные недостатки могут быть допущены в процессах
сварки, пайки, склейки и сборки узлов и агрегатов самолета. На-
пряжения в сварном шве, непровары, поры и трещины в зоне рас-
плава вызывают нарушение герметичности и усталостное разру-
шение агрегата. Следствием некачественной пайки может быть
утечка рабочей жидкости в стыке трубопровода гидросистемы, а
также трещины по границам зерен в зоне паяного шва. Дефекты
склейки и сборки агрегатов на герметике связаны с нарушением
технологии выполнения отдельных операций. Плохая подготовка
поверхности и невыдерживание режимов сушки — наиболее часто
встречающиеся причины непроклея и отслоения. При формовании
и прессовании агрегатов из полимерных композиционных материа-
лов образуются пористость, расслоения, участки неполного отвер-
ждения, складки, разнотолщинность, трещины, обрывы нитей и во-
локон. Эти производственные недостатки приводят к снижению фи-
зико-механических свойств конструкции и ее преждевременному
разрушению в процессе эксплуатации. К недостаткам механической
7**	199
сборки агрегатов самолета следует отнести создание внутренних
напряжений в конструкции, нарушение посадок, перекосы, неравно-
мерную затяжку, механические повреждения деталей и наруше-
ния их защитного покрытия.

Систематический анализ производственных недостатков позво-
ляет разрабатывать эффективные технологические мероприятия по
повышению надежности самолета, совершенствовать методы и сред-
ства дефектоскопического контроля.

Технологические способы уменьшения производственных недо-
статков самолетов. Все мероприятия по повышению качества про-
изводственных процессов проводятся на основе комплексной про-
граммы обеспечения надежности. При подготовке производства но-
вой машины разрабатывается комплекс технологических мероприя-
тий, внедрение которых гарантирует уменьшение производственных
недостатков самолета до приемлемого уровня. Весь опыт современ-
ного самолетостроения, обобщенный в теоретических основах тех-
нологии производства самолетов, служит основой для разработки
рациональной схемы основных производственных процессов. И все
же только экспериментальная технологическая отработка основных
процессов производства, реализуемая как в рамках специальных
программ экспериментальных работ, так и при изготовлении голов-
ной серии новых самолетов, может продемонстрировать достиже-
ние требуемого уровня качества изготовления. На этапе технологи-
ческой отработки осуществляется и обратная связь: уточняются ТУ
и чертежи генерального конструктора. В ТУ детализируются от-
дельные требования, устраняются ненужные ограничения^ услож-
няющие производство. В чертежах меняются размерные базы, до-
пуски на размеры, чистота поверхностей, защитные покрытия и др.

Для ряда элементов конструкции самолета роль технологичес-
кой отработки в обеспечении их надежности особенно высока. Это-
прежде всего относится к сварным, клеевым и паяным соединени-
ям, конструкциям из композиционных материалов, отверстиям и
радиусам концентраторов, разрывным болтам, эластомерным под-
шипникам, герметизации топливных отсеков и антикоррозийной
защите деталей.

На всех этапах производства самолетов технология оказывает
существенное влияние на характеристики готовых деталей и агре-
гатов, определяющие безотказность, долговечность и сохраняемость.

На металлургическом этапе производства при прокатке крупно-
габаритных плит из высокопрочного алюминиевого сплава внедре-
ние таких технологических способов, как предварительная подпрес-
совка и трехсторонняя уковка слитка перед прокатом позволили
увеличить относительное удлинение по толщине с 0,1 до 3%,. Умень-
шение вероятности расслоений и включений достигается вакуум-
ной обработкой расплавленного металла. Склонность сплава В-95
к межкристаллитной коррозии и коррозии под напряжением зна-
чительно снижается при использовании ступенчатого искусствен-
ного старения. Уменьшение производственных недостатков литых
деталей из титанового сплава ВТ5-1 получено за счет плавки и
200
разливки в вакууме до 0,13 Па, применением электрода для рас-
плава, выплавленного из высокочистой шихты в вакууме с после-
дующим прессованием, и центробежной заливкой в графитизиро-
ванные при температуре до 1800°С формы из компонентов высокой
чистоты. Полный отжиг деталей из титанового литья также сущест-
венно повышает их надежность.

На этапе производства, характеризующемся изготовлением де-
талей, их рабочие поверхности являются основным объектом при-
ложения технологических способов уменьшения износа, повышения
усталостной прочности и коррозионной стойкости. В зависимости
от способа заточки режущего инструмента усталостная долговеч-
ность точеной детали может значительно возрасти. Например, из-
менение переднего угла резца с +10° на —10° при практически од-
ной и той же чистоте поверхности детали из стали ЭИ-643 увеличи-
вает ее выносливость на два порядка.

Обработку поверхностей как средство повышения надежности
можно разделить на три вида: механическую, химико-термическую
и специальную. Применяя тот или иной способ поверхностного уп-
рочнения, мы улучшаем одни свойства, но иногда ухудшаем другие.
К положительным факторам упрочнения деталей относятся: сниже-
ние влияния местных концентраторов напряжения, местное повы-
шение прочности, повышение износостойкости. Ухудшению эксплуа-
тационных свойств изделия может способствовать:

1.	Коробление поверхности до 0,1...0,15 мм при термодиффузи-
онной обработке и поверхностной закалке, а также ее значитель-
ная деформация при газовой наплавке специальных металлов на
детали из стали и чугуна.

2.	Снижение чистоты поверхности при химико-термической об-
работке, газовой и вибродуговой наплавке, плазменном и газовом
напылении.

3.	Возникновение остаточных напряжений растяжения, снижаю-
щее фактический запас статической прочности и сопротивлениеус-
талости при наплавке, плазменном и газовом напылении на плос-
кие детали и хромировании.

При пластическом деформировании поверхностного слоя (нак-
лепе) и при химико-термической обработке повышается твердость
и создаются остаточные напряжения сжатия, которые снижают об-
щий уровень действующих напряжений растяжения в зоне концен-
траторов и тем самым уменьшают их влияние на сопротивление ус-
талости. Необходимо, чтобы упрочненный слой непрерывно прохо-
дил по наиболее опасным зонам с точки зрения концентрации на-
пряжений растяжения.

Технологические способы поверхностного пластического дефор-
мирования, такие как дробеструйное и виброупрочнение, позволя-
ют существенно повысить долговечность деталей. Раскатка клас-
сных отверстий, кроме того, препятствует развитию на контактных
поверхностях проушин болтовых соединений фреттинг-коррозии..
Другие способы деформационного упрочнения поверхностного слоя
применяются в зависимости от формы и размеров деталей, рабо-
тающих при умеренно высоких температурах. К ним относятся та-
кие способы, как ультразвуковое деформационное упрочнение, де-
формационное упрочнение микрошариками, алмазное выглажива-
ние, деформационное упрочнение энергией взрыва. Ультразвуковое
упрочнение после фрезерования крупногабаритных панелей из спла-
ва АК4-1 уменьшает размеры зерен в поверхностном слое, повыша-
ет чистоту поверхности и, как Следствие, значительно' повышает
выносливость и снижает скорость коррозионного поражения по-
верхности. Поверхностно-термическая обработка является эффек-
тивным способом повышения надежности деталей из углеродистых
и легированных сталей. Закалка с нагревом токами высокой часто-
ты обеспечивает более высокую поверхностную твердость и чисто-
ту поверхности за счет большей скорости нагрева. Способ высоко-
частотной закалки в отличие от таких способов внешнего нагрева,
как кислородно-ацетиленовый, в жидкой ванне с перегретым свин-
цом или в электролите обеспечивает получение структуры мелко-
игольчатого мартенсита во всем объеме упрочненного слоя. Для
снятия остаточных напряжений после механической обработки в от-
ветственных деталях проводится отжиг в аргоне или в вакууме.
Различные способы диффузионных покрытий обеспечивают нась1-
щение поверхностного слоя изнашиваемых деталей углеродом (це-
ментация стали), карбидами хрома, ванадия, ниобия, молибдена
или вольфрама, азотом (азотирование), бором (борирование), крем-
нием (силицирование), хромом (хромирование) или алюминием
(алитирование). Покрытия напылением (газопламенное, детона-
ционное, электродуговое, плазменное, высокочастотное индукцион-
ное) повышают износостойкость, термостойкость и коррозионную
стойкость деталей, работающих в тяжелых условиях. Большая часть
деталей планера самолета подвергается электролитическому по-
крытию (мягкое и твердое хромирование, твердое никелирование,
оксидирование и фосфатирование) . Применяются также электро-
форетические покрытия, химические покрытия никеля, хрома и ко-
бальта, покрытия из неметаллических материалов (жаростойкое
эмалевое покрытие деталей горячего тракта авиадвигателей и
пластмассовые покрытия для повышения износостойкости деталей
пар трения, стойкости к коррозии и эрозии).

Качество вышеперечисленных способов упрочнения поверхност-
ного слоя деталей определяется конкретным содержанием техно-
логии, значениями параметров режимов производственных процес-
сов и уровнем оснащения новейшим оборудованием.

На этапе сборки агрегатов самолета технологические способы
выполнения отдельных операций играют существенную роль в обес-
печении требуемой надежности. Фактическая взаимозаменяемость
важнейших агрегатов и узлов непосредственно влияет на эксплуа-
тационную технологичность самолета. Точное выдерживание внеш-
' них обводов крыла, закрылков, элеронов и горизонтального опере-
ния позволяет избежать такой производственный недостаток, как
валежка самолета в воздухе на различных режимах. Этой же цели
служит технологическая отработка припусков сварных швов, ком-
пенсирующих их усадку. Для повышения усталостной долговечно-;,
сти соединений электроточечной сваркой применяется повышенное
давление электродов. Наряду с образованием более глубоких сле-
дов от электродов на поверхности этот технологический способ по-
зволяет частично компенсировать усадку литого ядра, уменьшить
остаточные напряжения и вероятность образования трещин. По-;
добное влияние оказывает способ создания дополнительной кольце-,
вой вдавки в материале вокруг ядра точки. Внутри кольцевой вдав-
ки создаются радиальные сжимающие напряжения, компенсирую-,
щие остаточные напряжения растяжения в зоне сварки. Производ-
ственные недостатки электроточечной сварки зависит от качества
подготовки поверхностей. Технологические способы травления алю-
миниевых и титановых сплавов и хранения травленых деталей пе-
ред сваркой позволяют повысить надежность сварных соединений.

Надежность клеевых соединений обеспечивается такими техно-
логическими способами, которые позволяют получать стабильно
высокое качество подготовки склеиваемых поверхностей. Это в рав-
ной мере относится и к вкладышам рельсов закрылка дозвукового
самолета и к термозащитным плиткам космического самолета. Чи-
сло производственных дефектов конструкций из композиционных
материалов существенно зависит от технологических способов про-
питки армирующего материала связующим, сушки армирующего
материала, формования заготовок из полуфабриката, отверждения
заготовок в оснастке.

К числу серьезных производственных недостатков самолетов от-
носится негерметичность топливных отсеков. Учитывая высокую
проникающую способность керосина и трудности обнаружения мес-
та разгерметизации в сложной конструкции большого объема, а
также длительность процессов обезжиривания отсека и полимери-
зации новых слоев герметика, устранение негерметичности в экс-
плуатационных условиях крайне нежелательно. Примером техно-
логического способа, повышающего надежность герметизации топ-
ливных отсеков, может служить облив всей внутренней поверхно-
сти отсека жидким герметиком с предварительной пленочноклеевой
защитой ранее нанесенного жгутового герметика от растворения и
вспучивания.

Полный ресурс современных самолетов в значительной мере за-
висит от технологических способов выполнения заклепочных и бол-
товых соединений. Использование комбинированного инструмента
(сверло-зенковка) для выполнения отверстий, сверлильных машин
с изменяемой на протяжении цикла обработки подачей обеспечи-
вает высокое качество образования отверстий. Применение кле-
пальных автоматов, осуществляющих сжатие пакета в течение всех
последовательных операций, позволяет избежать образование за-
усенца на стыке склепываемых деталей и сохранить необходимую
осевую затяжку. Окончательная разделка отверстий по 2—3 клас-
сам точности способом развертывания осуществляется гаммой руч-
ных пневматических машин с автоматической подачей и самоцент-
рированием разверток. Такую же выносливость соединению обес-
печивает более*производительный способ винтового протягивания.
Выполнение болтовых соединений с упруго-пластическим натягом
механизированным безударным способом также сопровождается
рядом технологических особенностей, существенно влияющих на
. полный ресурс. Последовательность постановки крепежа в конст-
рукции тоже влияет на уровень остаточных напряжений и долговеч-
ность. Поэтому технологическая отработка оптимального варианта
маршрутной обработки клепаных швов, например, при клепке па-
нелей стержневыми заклепками на автоматах с числовым програм-
мным управлением имеет большое значение.

При выборе того или иного технологического способа выполне-
ния операций необходимо учитывать последствия вероятных нару-
шений принятой технологии, т. е. оценивать надежность техноло-
гического процесса. Например, снятие заусенцев пластмассовой
втулки воздушного винта вручную пластмассовым ножом оказалось
на практике затруднительным, а самовольное использование рабо-
чим стального ножа привело к нанесению на основание лопасти
малозаметных рисок-концентраторов, обрыву лопасти в полете и
тяжелому летному происшествию.

Технологические способы неразрушающего контроля агрегатов,
производственных испытаний агрегатов и самолетов в целом, в том
числе и летных, оказывают большое влияние на количество произ-
водственных дефектов у самолетов данного типа в эксплуатации.
Применяя более совершенные, технически оснащенные способы
контроля и испытаний можно повысить надежность самолета.

Все технологические способы, уменьшающие число производ-
ственных дефектов самолета, трудно даже перечислить. Важно убе-
дить конструктора в том, что технологические способы производст-
ва являются мощным средством повышения надежности самолета.
Поэтому технологическому проектированию — разработке техноло-
гических процессов, обеспечивающих заданный уровень качества,
конструктор должен уделять самое пристальное внимание.

В период научно-технической революции разработка новых тех-
нологических способов изготовления деталей и агрегатов самолета
лежит в основе создания надежных конструкций. По мере повыше-
ния требований к конструкции современных самолетов роль техно-
логических способов изготовления, сборки и испытаний, базирую-
щихся на использовании новейшего автоматического оборудования
и ЭВМ значительно возрастает.

10.2.	КОНТРОЛЬ КАЧЕСТВА И НАДЕЖНОСТИ ПРОДУКЦИИ
НА ЗАВОДЕ

Хотя технологическим способом производства и принад-
лежит ведущая роль в обеспечении выпуска самолетов с требуемы-
ми значениями показателей надежности, контроль качества и на-
дежности продолжает оставаться необходимым средством выявле-
ния брака, сбоев и отступлений от принятой технологии. Различ-
ные методы контроля продукции являются важнейшей составной
частью производственного процесса и незаменимым инструментом
оперативного управления качеством. Сотрудники отдела главного
контролера завода и отделов технического контроля производст-
венных подразделений, вооруженные новейшими методами и тех-
ническими средствами, осуществляют проверку показателей качест-
ва на всех этапах производственного цикла самолета. Под конт-
ролем понимается проверка соответствия продукции или процесса,,
от которого зависит качество продукции, установленным техничес-
ским требованиям.

Входной контроль материалов, полуфабрикатов и готовых из-
делий предназначен для оценки соответствия параметров их каче-
ства значениям, оговоренным в ТУ на поставку. В процессе вход-
ного контроля все материалы и изделия, поступающие на самоле-
тостроительный завод от предприятий-смежников, подвергаются
испытаниям в специализированных лабораториях. Материалы и
полуфабрикаты испытываются на прочность на различные виды на-
грузок в эксплуатационном диапазоне температур. Готовые изделия
проходят проверку на функционирование в условиях, максимально-
приближенных к эксплуатационным. Забракованные на входном,
контроле материалы и готовые изделия с рекламационными акта-
ми отправляются обратно заводам-поставщикам.

Контроль производственных процессов называют активным, ес-
ли по его результатам производится подналадка оборудования^
уточнение режимов, отсортировка бракованных деталей или при-
остановка изготовления. Развитие автоматизации производствен-
ных процессов и методов активного контроля позволяет создавать
самонастраивающиеся линии, в которых несмотря на изменение ус-
ловий и режимов обработки без вмешательства человека поддер-
живаются требуемые показатели качества продукции. Все виды
контроля, применяемые для выявления производственных дефек-
тов, можно отнести к разрушающим и неразрушающим.

Разрушающие методы контроля приводят к порче контролируе-
мых деталей и не позволяют выявить бракованные детали в партии.
Например, контроль диаметра гидравлического золотника индика-
торным прибором относится к разрушающему методу, так как ша-
рик индикатора оставляет недопустимый след. Подобные детали
контролируются бесконтактным методом. Разрушающие методы
контроля применяются при оценке механических свойств партий
материалов. Различные образцы, изготовленные из периодически
отбираемых листов, плит, панелей, прутков и поковок, позволяют
производить технологические пробы, металлографический анализ,
определение твердости и прочности при нескольких видах нагру-
жения.

Неразрушающие методы контроля открывают широкую перспек-
тиву применения новейшей аппаратуры для оценки качества изго-
товления сложных деталей и агрегатов самолета. Использование
проникающих излучений различных спектров позволяет получать
объективную информацию о наличии скрытых производственных
дефектов. Рентгено- и гамма-просвечивание применяется для конт-

205
роля литья и стыковых соединений. Выявляются поверхностные и
* глубинные трещины, раковины, рыхлоты, ликвационные зоны, вклю-
" чения. Поверхности деталей контролируются капиллярным мето-
дом. При этом фиксируются усталостные, закалочные и шлифовоч-
; ные трещины, поры и рыхлоты. Ультразвуковые методы использу-
ются для контроля расслоений, трещин и пористости в листах, тру-
бах, прокате, поковках, а также в агрегатах из полимерных компо-
зиционных материалов. Магнитные и электромагнитные методы
неразрушающего контроля нашли широкое применение при выяв-
лении дефектов поверхностных слоев магнитных деталей и свар-
ных соединений стальных деталей, а также гальванических и лако-
красочных покрытий. Инфракрасная дефектоскопия агрегатов из
композиционных материалов обеспечивает эффективный контроль
внутренней структуры. На фотодефектограммах отчетливо видны
поры, раковины, складки и взаимное расположение продольных и
поперечных элементов. Для сотовых конструкций применяется ми-
крорадиоволновая дефектоскопия, с помощью которой четко фик-
сируются непроклеи и расслоения. Перспективны также методы
контроля, основанные на применении лазера и голографические
методы.

Приемочный контроль деталей, агрегатов и самолетов прово-
дится на завершающих стадиях производства. Используется широ-
кое привлечение рабочих к выполнению контрольных операций и
оснащение контрольных участков новейшими техническими устрой-
ствами.

Контроль надежности самолетов в процессе производства су-
щественно дополняет информацию, поступающую из эксплуатирую-
щих организаций. По результатам большого объема контрольных
наземных и летных испытаний самолетов на заводе фиксируются
все отказы и дефекты, оцениваются показатели надежности и раз-
рабатываются мероприятия по управлению качеством. !

Наземные контрольные испытания каждого самолета предус-
матривают: проверку параметров радиопрозрачности конусов, от-
работку и юстировку радиоэлектронного оборудования, гонку дви-
гателей, проверку функционирования основных систем и срабаты-
вания различных устройств. Периодически выборочно отдельные
экземпляры самолетов подвергаются: испытаниям до разрушения
статическими и повторно-статическими нагрузками, а также час-
’тотным испытаниям. Статические испытания проходит наземное
оборудование. На повторную статику отдельно испытывается фо-
нарь кабины экипажа. Подвесные баки и контейнеры проходят ис-
пытания на статику и вибропрочность. Подвижные шланги и элект-
рожгуты испытываются на длительную прочность при изгибных де-
формациях. Стендовые ресурсные испытания проходят агрегаты топ-
ливной системы, средства аварийного покидания, агрегаты шасси,
системы управления, кондиционирования, гидро- и пневмосистемы.

 Специальный экземпляр самолета выделяется для наземных ресурс-
ных испытаний. Для подтверждения стабильности производства пе-
риодически проводится: взвешивание самолета, стендовая провер-
у

”.
ка выходных параметров основных систем, проверка емкостей и их
выработка, проверка защиты самолета от проникновения влаги
(дождевание), точность срабатывания ряда устройств, протаскива-
ние катапультируемых кресел.

Летные приемосдаточные .испытания каждого самолета обеспе-
чивают контроль его работоспособности. Для подтверждения ЛТХ
самолета, указанных в ТУ заказчика, проводятся периодические
летные испытания. На отдельном самолете проводятся летные ре-
сурсные испытания. Все испытания на заводе анализируются в от-
деле надежности, при этом особое внимание уделяется перспектив-
ным вопросам качества и управлению качеством продукции. .

10.3.	СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ КАЧЕСТВОМ

Качество продукции — это совокупность свойств, обус-
лавливающая ее пригодность удовлетворять определенным потреб-
ностям в соответствии с ее назначением. Качество самолета охва-
тывает различные конструктивные и технологические свойства, обе-
спечивающие как производственную технологичность, так и эффек-
тивность в эксплуатации.

Управление качеством продукции — это установление, обеспе-
чение и поддержание необходимого уровня качества продукции при
ее разработке, производстве и потреблении путем систематического
контроля и целенаправленного воздействия на условия и факторы,
влияющие на качество продукции. Впервые в нашей стране специ-
альный комплекс организационно-технологических мероприятий,
направленный на снижение производственных дефектов, под назва-
нием Саратовская система бездефектного изготовления продукции,
начал внедряться на передовых предприятиях Саратовской обла-
сти в 1955 г. Сущность системы в том, что качество обеспечивает-
ся не посредством отбраковки, как раньше, а созданием условий
для бездефектного труда в производстве. Показателем качества
труда в данной системе был процент сдачи продукции с первого
предъявления. Новые, более совершенные системы управления из-
готовлением бездефектной продукции, отражали специфику от-
дельных отраслей промышленности.

Горьковскими самолетостроителями разработана систе(ма
КАНАРСПИ (качество, надежность, ресурс с первого изделия). В
основе этой системы лежит метод конструктивно-технологической
доводки новой модели самолета в короткий срок на базе новейшего
технического оснащения. Высокое > качество, надежность и ресурс,
продемонстрированные на доведенных предсерийных экземплярах,
сохраняются и на серийных самолетах.

Главными направлениями системы КАНАРСПИ являются.

1.	Создание опытных ; образцов с заданным уровнем надеж-
ности.

2.	Совершенствование конструкции изделия.

3.	Совершенствование производственных процессов.

207
4.	Внедрение объективных методов оценки качества продукции
и настройки всех систем на всех этапах производства.

5.	Организация изготовления и приемки деталей в соответст-
вии с чертежами и техническими условиями.

6.	Повышение технического уровня эксплуатации изделий.

Основной задачей системы КАНАРСПИ является обеспечение
заданного уровня надежности изделия до начала его серийного вы-
пуска и регулярной эксплуатации на основе широких исследований
характеристик прочности, надежности и ресурса опытных образ-
цов, выявления и устранения их конструктивных и технологичес-
ких недостатков. Конструктивно-технологическая отработка и до-
водка опытных самолетов помимо внедрения изменений, повыша-
ющих надежность и ресурс, предусматривает эталонную увязку
монтажей на моделях, блоках и съемных панелях. Это позволяет
производить основные монтажные и сборочные работы особо от-
ветственных систем в наиболее благоприятных условиях на вер-
стаке или стенде с применением объективных средств контроля,
свести к минимуму ручные монтажные работы на самолете и по-
высить качество сборки и надежность систем. Разработка произ-
водственных процессов ведется на базе внедрения высокопроизво-
дительного оборудования, типовой и нормализованной оснастки.
Стабильность параметров и устойчивое качество изготовления аг-
регатов и систем обеспечивается максимальной механизацией и ав-
томатизацией производственных и контрольных операций. Межопе-
рационный и окончательный контроль должен обеспечить регули-
ровку и оценку качества деталей и узлов в условиях, близких и экс-
плуатационным. Сборочно-монтажные работы должны в основном
осуществляться в агрегатных цехах с таким расчетом, чтобы на
окончательную сборку подавались панели и агрегаты после регу-
лировки и оценки качества функционирования объективными сред-
ствами контроля.

Система КАНАРСПИ предусматривает разработку методов и
использование новейших средств диагностики и объективного
контроля, организацию входного контроля материалов и получае-
мых готовых изделий, постоянное функционирование испыта-
тельных постов, участков, стендов и контрольно-испытательных
станций.

Эффективная реализация конструктивных решений на этапе
производства обеспечивается за счет: улучшения качества серий-
ной технической документации; систематического контроля качест-
ва технологической оснастки; внедрения бездефектного метода из-
готовления продукции в сочетании с воспитательной работой, ма-
териальным стимулированием и наложением санкций при наруше-
нии технологической и трудовой дисциплины.

Повышение технического уровня эксплуатации новых самолетов
обеспечивается: содействием эксплуатирующим организациям в
своевременной и высококвалифицированной переподготовке лет-
ного и технического состава по новому изделию; разработкой, из-
готовлением и предварительной поставкой в эксплуатирующие ор-
208
Л.
танизации технического описания, инструкции по эксплуатации, на-
глядных учебных пособий, наземного оборудования для обслужи-
вания и периодического контроля.

Главным требованием ко всем мероприятиям, проводимым в
рамках системы КАНАРСПИ, является их ограничение минималь-
ным временем периода освоения нового изделия в серийном произ-
водстве. Первые серийные самолеты уже должны иметь заданные
показатели надежности.

На основе системы КАНАРСПИ в Ташкенте внедрена система
обеспечения высокого качества, увеличения ресурса и повышения
надежности — СОВКУРПОН.

Разработанная ярославскими моторостроителями система НОРМ
(научная организация работ по увеличению моторесурса) позво-
лила увеличить ресурс двигателей на 2000 ч.

В Львовской системе бездефектного труда, Минской и других
для оценки труда исполнителей применяется коэффициент качест-
ва, максимальное значение которого равно единице, при оптималь-
ном уровне качества труда.

Госстандарт обобщил накопленный опыт применения Львовской,
Саратовской, Ярославской и других систем управления качеством
продукции и на этой основе разработал принцип Единой системы
государственного управления качеством продукции. Управление
качеством продукции в нашей стране осуществляется на основе
директивных документов ЦК КПСС, Верховного Совета СССР и
Совета Министров СССР, руководящих материалов государствен-
ных органов. Рекомендовано на базе стандартизации на всех круп-
ных предприятиях создание комплексных систем управления ка-
чеством продукции (КС УКП).

КС УКП — совокупность управляющих органов и объектов уп-
равления, взаимодействующих с помощью материально-технических
и информационных средств при управлении качеством на уровне
предприятия.

На самолетостроительном заводе КС УКП координирует рабо-
ту всех служб и отделов по повышению качества выпускаемых чер-
тежей, изготовления технологической оснастки, изготовления дета-
лей, сборки самолетов и их испытаний. Рабочим органом системы
является координационная группа по управлению качеством, куда
поступает вся информация о текущем уровне качества и требова-
ния об изменении этого уровня. Систематически проводится сове-
щание руководителей всех подразделений завода — День качества.
Принятые решения по повышению качества контролируются коор-
динационной группой. Протокол Дня качества является директив-
ным документом, и его выполнение докладывается на следующем
Дне качества. Обеспечивается замкнутый цикл функционирования
системы: предъявленное качество изделия — его оценка — анализ —
выводы — устранение недостатков — повышение качества.

На каждом этапе создания самолета предусматривается опре-
деленный комплекс работ, обеспечивающий заданный уровень на-
дежности. Если объем этих работ окажется ниже прогнозируемого,
то и фактическая надежность самолета будет ниже расчетной и на-
оборот. И на эФапе производства за счет дополнительных техноло-
гических и организационных мероприятий можно повысить надеж-
ность самолета по сравнению с расчетной на этапе проектирования.

юл. Краткие выводы

1 '

Обеспечение надежности при производстве самолетов является важ-
ной составной частью комплексной программы. Современные технологические спо-
собы реализации конструктивных решений, использующие новое высокопроизво-
дительное оборудование, ЭВМ, средства неразрушающего контроля и квалифици-
рованных специалистов, являются основой формирования требуемого высокого
уровня качества изготовления изделий авиационной техники.

Системы управления качеством’ на авиационных предприятиях типа
КАНАРСПИ эффективно обеспечивают выпуск надежных самолетов.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Какова роль технологических отделов ОКБ и серийных заводов в обеспе-
чении надежности самолета?

2.	Какие показатели качества используются при серийном производстве са-
молетов?

3.	Почему показатели качества производства связаны с показателями надеж-
ности самолета в эксплуатации?

4.	Каковы основные причины производственных недостатков самолетов?

5.	Что такое технологическая наследственность?

6.	Каковы основные причины дефектов авиационных материалов?

7.	В чем основные причины дефектов обработки деталей в условиях серийно-
го производства самолетов? 

8.	Какие недостатки могут быть допущены при сборочных работах на се-
рийном заводе?

9.	Какие технологические способы применяются для уменьшения производст-
венных недостатков самолетов?

10.	Каковы основные способы контроля качества и надежности выпускаемых
самолетов на серийном заводе?

11.	Какой контроль производственных процессов называют активным?

12.	Какие методы неразрушающего контроля используются на самолетострои-
тельных заводах?

13.	Что такое система управления качеством продукции на самолетострои-
тельном заводе? Какова ее структура?

14.	Какие закономерности могут быть использованы для оптимизации конст-
руктивно-технологических мероприятий по повышению качества и надежности
продукции на авиационном заводе?
ГЛАВА И
. 	.	'	'	Ь'

ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ САМОЛЕТА

11.1.	ЗНАЧЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ
ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ САМОЛЕТА

Эксплуатационная технологичность — совокупность
свойств самолета, определяющих его приспособленность к выпол-
нению всех видов работ по эксплуатации, техническому обслужива-
нию и ремонту с использованием наиболее экономичных технологи-
ческих процессов.

По мере усложнения конструкции и оборудования самолетов
стало значительно увеличиваться время их подготовки к полету.
Увеличение трудоемкости всех форм технического обслуживания;
предварительной, предполетной и послеполетной подготовок, под-
готовки в повторному вылету, различных регламентных работ и
целевых осмотров при ограниченном штате обслуживающего пер-
сонала приводит к увеличению времени, в течение которого самолет
не готов к вылету. Сюда же следует отнести время, затрачиваемое
на устранение неисправностей, и период времени пребывания само-
лета в профилактическом ремонте. Увеличение доли не готовых к
вылету в данный момент времени самолетов парка снижает их бое-
вую или экономическую эффективность.

При интенсивном применении самолетов такой показатель экс-
плуатационной технологичности как время подготовки самолета к
повторному вылету — Лт.в приобретает большое значение и, как пра-
вило, фигурирует в ТТТ на самолет. При проведении тактической
операции ущерб от большого значения /п.в выразится в нехватке
самолетов и может быть компенсирован предварительной закупкой
дополнительного числа самолетов, т. е. значительными затратами
на приобретение и эксплуатацию.

Готовность парка самолетов данного типа, определяемая их экс-
плуатационной технологичностью, количественно оценивается ко-
эффициентом готовности Кг, который является величиной, численно
равной установившемуся значению вероятности готовности пар-
ка— Рг. Значение коэффициента готовности может быть определе-
но в результате систематической регистрации числа готовых к вы-
полнению полетного задания самолетов парка в течение достаточно
длительного промежутка времени эксплуатации по следующей фор-
муле: ,

АГг = 2^/гот/,/Ж	(И.1)

1

где Уагот — число готовых к полету самолетов в г-й интервал вре-

211

а
I

мени; — величина 1-го интервала времени (час, день)^ /— период
времени, за который определяется Кг (месяц, квартал или год);
Л^о — списочное число самолетов данного типа в период времени /-

Из определения Кг (см. разд. 1.2) очевидно, что он может при-
нимать числовое значение от 0 до 1. Если конструкции самолета
какого-то типа присуща низкая эксплуатационная технологичность,
то и его значение Кг будет невысоким. Из формулы (1.2) следует,
что

Кг----- 1 --/об

(11.2)

где /об—относительное время пребывания самолета на техничес-
ком обслуживании, когда он не готов к полету.

В свою очередь /Об можно представить как

(11.3)

где /пл —относительное время планового технического обслужи-
вания, включая предварительную, предполетную, послеполетную
подготовки и подготовку к повторному вылету, все виды регламент-
ных работ и плановые профилактические ремонты; /н'— относи-
тельное время устранения неисправностей, доработок по техниче-
ским бюллетеням и целевых осмотров.

Низкая эксплуатационная технологичность самолета приводит
к увеличению /Об, снижению эффективности самолета и увели-
чению потребного числа самолетов, необходимых для проведения
тактической или транспортной операции. Эксплуатационная техно-
логичность, наряду с производственной технологичностью и безот-
казностью, является важнейшим свойством самолета, о котором
всегда должен помнить его конструктор.

11.2.	УДЕЛЬНАЯ ТРУДОЕМКОСТЬ ТЕХНИЧЕСКОГО

ОБСЛУЖИВАНИЯ

Коэффициент готовности как количественный показатель

эксплуатационной технологичности самолета данного типа облада-
ет одним существенным недостатком. Значение /^б, по которому
он определяется, зависит не только от эксплуатационной техноло-
гичности самолета данного типа, но и от организации технического
обслуживания и ремонтов в процессе эксплуатации. Время пребы-
вания самолета на техническом обслуживании и ремонте может
значительно возрасти из-за нечеткой организации снабжения за-
пасными частями или временного отвлечения штатного обслужива- р
ющего персонала на выполнение других работ и т. п. Поэтому на
практике широкое применение в качестве показателя эксплуатаци- Ж
онной технологичности самолета получила удельная трудоемкость О
технического обслуживания—Кт (см. разд. 1.2).	||

~"В зависимости от компоновочных особенностей самолета, кон-
струкции его эксплуатационных панелей и люков, удобства подхо- Ц
дов для контроля и замены отказавших агрегатов, в зависимости от
наличия или отсутствия системы автоматизированного контроля
(САК) работоспособности самолета, а также в зависимости от
сложности систем самолета и безотказности их элементов, будет
меняться значение Кт- Чем меньше чел.-ч. необходимо (в среднем
на самолетах данного типа) затрачивать для обеспечения одного
часа налета, тем выше эксплуатационная технологичность этого са-
молета. Как известно, суммарная трудоемкость изготовления в.
чел.-ч. используется как количественный показатель производст-
венной технологичности самолета.
•*« •  ,

П.ЗГ ФАКТИЧЕСКИЕ ЗНАЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ
ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ ТЕХНОЛОГИЧНОСТИ
СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

По мере усложнения конструкции и особенно оборудо-
вания реактивных самолетов увеличивалась и удельная трудоем-
кость их технического обслуживания. Если однодвигательный до-
звуковой истребитель Р-86 «Сейбр» имел /Ст = 33 чел.-ч/ч, то у сверх-
звукового однодвигательного истребителя Р-105 «Тандерчиф» этот
показатель увеличился почти в полтора раза, а у палубного двух-
двигательного дозвукового самолета радиопротиводействия ЕА-6В
с очень сложным оборудованием постановки радиопомех Кт = 75
чел.-ч/ч. Специальные конструктивные мероприятия позволили сни-
зить удельную трудоемкость обслуживания у двухдвигательного
сверхзвукового истребителя-бомбардировщика Р = 4Е «Фантом» до
Кт = 24 чел.-ч/ч. По условиям контракта на разработку нового ист-
ребителя Р-15 «Игл» фирма Макдонелл-Дуглас гарантировала по-

Таблица 11.1

Название, самолета	чел.-ч/ч	Название самолета	чел.-ч/ч				
			По годам				
			79	80	81	82	83
Р-86	33,0	РР-4С	32,8	31,1	22,9	18,2	36,1
Р-105	48,0	Р-4О	47,7	44,8	28,4	26,9	41,9
Р-4Е	24,0	РВ-111А	47,6	45,8	60,8	49,0	56,0
ЕА-6В	75,0	Р-111О	60,7	41,0	45,3	45,7	70,4
8-50	17,0	Т-38	12,2	9,0	10,3	6,8	10,9
Р-5Е	15,6	В-520	42,1	40,6	39,6	34,0	50,7
А-7А	9,6	В-52Н	39,5	33,9	34,6	30,2	42,9
«Ягуар»	<10,5	С-5А	53,4	47,3	52,5	36,9	64,9
«Торнадо» *	10,0	С-141	15,0	15,0	20,7	19,3	25,2
ОУ-10А	3,63	С-130	19,6	19,8	21,6	19,7	24,7
БАК-111	7,5	КС-135	21,2	23,2	20,2	17,5	24,2
В-747	12,0	А-ЮА	11,8	12,0	11,2	8.9	13,9
ОС-Ю	10,0	Р-15А	31,9	28,4	36,9	30,5	44,1
Ь-1011	10,0	Р-15С	—	13,6	24,3	22,3	32,8
Р-14 ,	49,0	Р-16А	25,4	22,6	11,2	14,6	21,8
гле 18 месяцев эксплуатации значение /<Т=П,3 чел.-ч/ч. По резуль-
татам войсковых испытаний самолетов Р-15 А получено значение
/Ст = 20,8 чел-ч/ч, в том числе трудозатраты на устранение неис-
правностей и другие внеплановые работы составили /Сн=16 чел.-ч
на 1 ч налета.

В табл. 11.1 приведены опубликованные значения удельной тру-
доемкости технического обслуживания самолетов различного на-
значения. Изменения фактической удельной трудоемкости по годам
объясняется совершенствованием методов технического обслужи-
вания и переменной трудоемкостью выполняемых доработок и по-
вышенных периодических обслуживании самолетов.

Специальная разработка конструкции для повышения ее экс-
плуатационной технологичности при проектировании самолета «Тор-
надо» потребовалась для снижения трудозатрат в три раза по срав-
нению с аналогичным по назначению самолетом Р-111. В контракте
на разработку стратегического военно-транспортного самолета
С-5А Лт — 18,85 чел.-ч/ч, однако до сих пор этот показатель нахо-
дится на уровне Ат = 60 чел.-ч/ч. Из 17 чел.-ч., затрачиваемых на
техническое обслуживание для обеспечения одного часа налета
английского самолета 8-50 «Бакенир», 7 чел.-ч/ч приходится на уст-
ранение неисправностей и другие внеплановые работы.

Таблица 11.2

Наименование систем
и видов работ

Такти-
ческие
полеты

Учеб-
ные
полеты

Наименование систем
и видов работ

Планер самолета
Шасси

Управление самолетом

Система катапультирова-
ния экипажа

Силовая установка

Система кондициониро-
вания

Источники питания
Электросистема
Гидро- и пневмосистемы
Топливная система
Кислородная система
Приборы

Автопилот
КВ-радиостанция
УКВ-радиостанция

2,72
0,75
1,22
0,52

2,33
0,73

0,24
0,17
0,57
0,35
0,06
О',70
2,11
0,21
0,21

2,37
0,54
1,98
0,19

2,69
0,49

0,28
0,12
0,41
0,97
0,07
0,59
1,67
0,09
0,09

Переговорное устройство
Аппаратура «свой-чужой»
Навигационное оборудо-
вание

Система управления ору-
жием

Средства радиопротиво-
действия

Взрывные устройства

Оборудование личного
пользования

Вспомогательное обору-
дование

Аэродромное оборудова-
ние

Периодические осмотры
Целевые осмотры
Послеполетные осмотры
Мытье самолета и обору-
дования

Плановая замена агрега-
тов

0,11
0,15

0,29

0,11

5,25

0,01
•0,10

0,10

4,78

5,12

1,55
0,29
0,54

1,17

0,25
0,09
0,47

0,10

0,71

0,02

0,05

8,43

4,92

1,58

0,59

2,26

1,49

По самолету в целом 38,68

38,56

Г* ' ? .
Т а б л и ц а 11.5

Форма обслуживания  1	Периодичность	Трудоемкость, чел.-ч	Календарная продолжитель- ность
Повышенное обслуживание Регламентные работы  Предварительная провер- ка (проверка А) Предполетная проверка	7  5000 ч налета  300 ч налета или 92  ДНЯ  Через 3 дня  Перед каждым полетом	10 000  235  10  0,85	14 дней  8 ч  4 ... 5 ч  0,54

Примечание. Первые три формы обслуживания проводятся, как правило, в ангаре.

Распределение трудозатрат на час налета по системам и видам
работ для тактического всепогодного самолета 8 = 50 представле-
но в таблице 11.2.	<

Типичный план технического обслуживания современного анг-
лийского пассажирского самолета представлен в табл. 11.3.

Для цикла в 5000 ч налета общее календарное время неготов-
ности самолета из-за планового обслуживания составляет 57 дней.
График налетов предусматривает три рейса в сутки. При годовом
налете самолета 3000 ч цикл эксплуатации в 5000 ч продолжится
609 дней. Если допустить, что для устранения неисправностей и
других внеплановых работ не потребуется дополнительного време-
ни, то согласно (1.2)

6о9.-..5.?,_ = о 906.
г 699

Г	I

Суммарная трудоемкость всех форм планового технического об-
служивания для цикла в 5000 ч налета составляет 20 000 чел.-ч,
следовательно, удельная трудоемкость планового обслуживания
Апл=4 чел.-ч.
у

11.4. РАСЧЕТНАЯ ОЦЕНКА УДЕЛЬНОЙ ТРУДОЕМКОСТИ
ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ САМОЛЕТА

Согласно (11.3)

^=/Спл+ЛГн,	(11.4)

I

где Апл — удельная трудоемкость планового технического обслу-
живания; Ан— удельная трудоемкость устранения неисправностей
и доработок.”	.

На этапе эскизного проектирования очень важно оценить рас-
четным путем каждое из слагаемых формулы (11.4) и. затем их
сумму сравнить с заданным в ТТТ значением. Расчет Ат ведется
для любого продолжительного цикла эксплуатации, например, в
пределах ресурса до первого ремонта.

215


Исходными данными ДлЛ расчета Апл является периодичность
звсех форм планового обслуживания и значения трудоемкости каж-
дой формы. Расчет количества предварительных, предполетных,
послеполетных подготовок и подготовок в повторному вылету про-
изводится по заданной величине ресурса до первого ремонта /ь зна-
чению среднего времени полета т и числа полетов за летный день
л. Тогда очевидно, что количество летных дней

№л.дней =	•	(1

Количество предварительных подготовок:

________ л.дней
пре д___й

выполняемых к двум летным дням.
Количество предполетных подготовок

Л У П.ПОЛ 1 * Л.ДШ’

Количество послеполетных подготовок

ТУ	= 7У .

л * пос.п 1 * л.Л*

Количество подготовок к повторному вылету

•^Гп.в==-^л.д (^	1) »

(11.6)

(П.7)

(11-8)

(11.9)

так как к первому вылету летного дня она не выполняется.

Если регламентные работы проводятся, например, после 50, 100
и 200 ч, то количество:

200-часовых работ ТУ2о0=

200

(11.10)

100-часовых работ 7У100=—-Е — ТУ^о — 1;	(Н.П)

I.

50-часовых работ ТУ50 = —!----ТУ200 — 7У100—- 1.	(11.12)

50

Суммарная трудоемкость планового обслуживания какой-либо
основной системы самолета определяется как сумма произведений
трудоемкости данной формы обслуживания на количество соответ-
ствующих обслуживание! в пределах ресурса до первого ремонта,
а также трудоемкость первого ремонта этой основной системы —
Т рем-

“Ь Т'п.в/Мьв “К Т'гоО/“Ь	100 4~ Т501^50 4“ 71рем /.	(11.13)

Удельная трудоемкость планового обслуживания данной основ-
ной системы самолета будет равна
Чи
л
&

А 4 Т

КА=-^-.	(11.14)

Удельная трудоемкость планового обслуживания самолета в
делом определится как сумма КПд по всем десяти основным систе-
мам самолета

ю

= (11Л5>

1=1

Значение второго слагаемого формулы (11.4)—удельной
трудоемкости устранения неисправностей, доработок и целевых ос-
мотров — зависит как от параметра потока этих событий, так и от
трудоемкостей соответственно устранения неисправности, доработ-
ки и целевого осмотра. Если доработка проводится представите-
лями промышленности, то она не учитывается. На этапе эскизного
проекта на основе статистических данных эксплуатации самолета,
аналогично проектируемому, удельная трудоемкость внепланового
обслуживания данной основной системы может быть определена
по следующей формуле:

Кя1

^дор/-* дор/’

(11.16)

где Юнг — параметр потока неисправностей данной основной систе-
мы; ТНг — средняя трудоемкость устранения одной неисправности;
<Одорг — параметр доработок; Гдорг — средняя трудоемкость доработ-
ки. Просуммировав значения Кн/ по всем десяти основным систе-
мам, мы получим значение Кн самолета в целом. Затем по форму-
ле (11.4) определяем Кг и сравниваем его с заданным значением.
Если Кт больше заданного значения, то необходимо за счет конст-
руктивных мероприятий уменьшить периодичность и трудоемкость
обслуживания.

11.5.	КОНСТРУКТИВНЫЕ РЕШЕНИЯ, ПОВЫШАЮЩИЕ
ЭКСПЛУАТАЦИОННУЮ ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ САМОЛЕТА

Конструкция самолета, отличающаяся высокой эксплуа-
тационной технологичностью, имеет следующие особенности:

1)	достаточно большая долговечность агрегатов при отсутствии
технического обслуживания^

2)	минимальная потребная трудоемкость технического обслу-
дкивания;

3)	доступность и легкосъемность;

4)	взаимозаменяемость агрегатов и блоков в эксплуатации;

5)	наличие встроенной или наземной системы автоматизирован-
ного контроля (САК) исправности самолета.

Сокращение времени подготовки к повторному вылету достига-
ется такой конструкцией самолета, которая согласуется с цикловым
трафиком подготовки самолета, не создает узких мест при подго-
товке специалистами различных служб и обеспечивает выполнение

217

&

&
всех работ по подготовке самолета с минимальной трудоемкостью.

Снижение удельной трудоемкости планового обслуживания
(11.13), значительную часть которой составляют регламентные ра-
боты, обеспечивают также конструктивные решения, которые поз-

воляют сократить ; периодичность регламентных  работ (оставить,
только 200-часовые) и снизить их трудоемкость. Повышая долго-
вечность агрегатов и узлов за счет такой конструкции пар трения,
которая безотказно работает без дополнительной смазки, мы мо-
жем сократить периодичность регламентных работ. Это достигает-
ся рациональным подбором материалов в паре трения, герметиза-
цией подшипников и использованием более долговечных смазок.

С другой стороны, усложнение системы и агрегатов, повыше-
ние действующих напряжений в элементах конструкции самолета,
повышение уровня вибраций и температур во время полета, а так-
же психологический фактор неуверенности в долговечности вновь
спроектированной конструкции в пределах ресурса до первого ре-

монта, заставляют конструктора увеличивать периодичность раз-
личных форм регламентных работ. Только ресурсные испытания
новых конструкций в процессе проектирования самолета могут про-
демонстрировать высокую долговечность без технического обслу-
живания и явиться основанием для сокращения периодичности рег-
ламентных работ.

Снижение трудоемкости как планового обслуживания, так и
устранения неисправностей связано с двумя важными свойствами
конструкции самолета: доступностью и легкосъемностью.

Доступность—свойство конструкции, обеспечивающее воз-
можность подхода к ее элементам для выполнения обслуживания и
удобство работы исполнителя инструментами.

Легкосъемность— свойство конструкции элемента, обес-

печивающее его монтаж и демонтаж.

Для количественной оценки этих свойств применяется метод
подсчета элементарных движений, количество которых и оценива-
ет легкосъемность. Элементарным считается простейшее движение
в процессе работы .(поворот ключа, наживление болта в резьбе
и т. п.).

Показателем, легкосъемности является По — количество элемен-
тарных движений (ЭД) при основной работе демонтажа в усло-
виях реального доступа. Показателем доступности является пд —
количество ЭД при дополнительных работах, обеспечивающих до-
ступ (вскрытие люков, демонтаж мешающих элементов и т. п.).
Доступность также оценивается относительным показателем — ко-
эффициентом доступности /Сд

(11.17)

Пример. Расчет коэффициента доступности насоса первой гидросистемы само-
лета. Сначала производится оценка объема дополнительных работ:

1.	Снять две крышки люков с 19 легкосъемными замками. Для открытия зам-
ка затрачивается одно ЭД.:пД1+Пд2= 19.
*

Рис. 11.1 Влияние конструктивных особенностей самолета на его эксплуатацион-
ную технологичность (на примере демонтажа двигателя):

1—необходима отстыковка хвостовой части фюзеляжа; 2 — достаточна частичная отстыков-
ка хвостового обтекателя; 3 — отстыковка двигателя от коробки агрегатов

2.	Снять крышку третьего люка и демонтировать насос второй гидросистемы.
Крышка крепится на 9 легкосъемных замках. /гдз = 9.

Для демонтажа насоса затрачивается 432 ЭД, тогда пн.д2 = 432. Затем оце-
нивается объем основной работы: для демонтажа насоса первой гидросистемы
затрачивается 515 ЭД, тогда пон1 = 515.

Общее количество ЭД при выполнении дополнительной и основной работ бу-
дет равно п 2=Пд14-Лд2+«дз+Лн.д2+лн.д1 = 975. По формуле (11.17) Кд = 0,528.

Легкосъемность определяется особенностями конструкции: для
бустера на лафете по=44О ЭД, а для бустера с осевым креплением
в двух точках п0—260 ЭД.	•

Влияние конструктивных решений на эксплуатационную техно-
логичность самолета можно наглядно продемонстрировать на при-
мере трех вариантов конструкции, обеспечивающей замену двига-
теля на сверхзвуковом самолете. Оказывается, применявшееся
ранее на многих самолетах решение, предусматривающее предва-
рительную отстыковку хвостовой части самолета, является наиболее
трудоемким. Коэффициент доступности двигателя равен всего
/Сд = 0,18. Суммарное количество ЭД, затрачиваемых на замену
двигателя, равно 7580.

Значительное увеличение диаметра форсажной камеры совре-
менных ТРД для сверхзвуковых самолетов позволяет конструктив-
но организовать демонтаж двигателя вместе с коробкой приводов
назад, против полета, снимая предварительно лишь небольшой
обтекатель хвостовой части фюзеляжа (рис. 11.1). При таком ре-
шении коэффициент доступности двигателя увеличивается до
Кд = 0,58. Трудоемкость замены двигателя уменьшается в три с
лишним раза.

Третий вариант конструкции обеспечивает самый легкий де-
монтаж двигателя, но без коробки агрегатов. Увеличение числа
потребителей энергии на борту самолета привело к усложнению
коробки приводов как за счет повышения числа точек отбора мрщ-
ности, так и счет большего числа связей с самолетными систе-
мами. Корюбка приводов стала больше самолетным агрегатом,,
нежели двигательным. Появились даже предложения использовать
только одну коробку приводов с приводом от двух близко распо-
ложенных двигателей. С другой стороны, безотказность и ресурс
коробки приводов существенно выше, чем двигателя. Поэтому кон-
структивное оформление расстыковки двигателя от коробки приво-
дов при его демонтаже представляется рациональным. При этом,
суммарное число ЭД, необходимых для замены двигателя по срав-
нению с первым вариантом демонтажа уменьшается почти в 7 раз..
Нетрудно представить, во сколько раз снизятся трудозатраты на
замену одного двигателя (например, из-за забоины лопатки пер-
вой ступени компрессора) на двухдвигательном самолете при их
расположении в хвостовой части фюзеляжа.

Возвращаясь к уравнению (11.4), можно показать, что для
сокращения трудоемкости планового технического обслуживания^
а также трудоемкости устранения неисправностей важнейшее зна-
чение имеет доступность. Правилом для конструктора-компонов-
щика должно стать обеспечение большей доступности менее безот-
казных агрегатов.

Отсутствие взаимозаменяемости агрегатов и блоков приводит к
длительным простоям самолета в ожидании, пока снятый агрегат
будет восстановлен и снова поставлен на самолет. При обеспечении
взаимозаменяемости агрегатов и-наличии их обменного фонда за-
мену отказавшего агрегата можно совместить с выполнением пред-
полетной подготовки самолета.

Встроенная система автоматизированного контроля (САК)
исправности самолета, несмотря на дополнительную стоимость и
массу конструкции, обеспечивает существенное повышение эксплуа-
тационной технологичности самолета за счет сокращения трудо-
емкости плановых проверок систем и значительного сокращения
времени выявления отказавшего элемента в сложных системах.

Второе слагаемое уравнения (11.4) зависит от безотказности
самолета. Чем меньше неисправностей будет возникать в процессе
эксплуатации самолета, тем меньше трудозатрат необходимо про-
изводить на внеплановые работы. Совмещение планового обслужи-
вания с устранением неисправностей может дать существенное
сокращение суммарной трудоемкости работ и времени простоя
самолета за счет выполнения устранения неисправности в условиях
лучшего доступа, образовавшегося выполнением планового обслу-
живания. Но весь вопрос в том, можно ли эксплуатировать самолет
с данной неисправностью до очередного планового обслуживания?
Ответ будет отрицательный, если эта неисправность существенно
влияет на безопасность и безотказность самолета. Отсюда и воз-
никает идея ввести резервирование (дублирование) ради повыше-
ния эксплуатационной технологичности. Особенно на тяжелых
самолетах увеличивается кратность резервирования тех элементов,
трудоемкость немедленного устранения отказа которых наиболее
высокая (выше назначенного уровня).
11.6.	БОРТОВЫЕ И НАЗЕМНЫЕ СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ

Эксплуатационный контроль обязателен для любого типа
самолета и предназначен для проверки работоспособности (диаг-
ностики) агрегатов и систем; оценки технического состояния; прог-
нозирования технического состояния.

На самолетах применяются следующие средства контроля.

1.	Штатные системы (приборы) индикации эксплуатационных
параметров.

2.	Системы раннего обнаружения неисправностей.

3.	Системы аварийной сигнализации.

4.	Системы автоматизированного эксплуатационного контроля.

Штатные системы контроля работоспособности в форме стре-
лочных и цифровых приборов, световых индикаторов и других но-
сителей информации выводятся на приборные доски членов летного
экипажа и на пульт техника, располагаемый в удобном для обслу-
живания на земле отсеке самолета. Контролируемые параметры
этих систем характеризуют работоспособность важнейших агрега-
тов и функциональных систем самолета. Например, параметры ра-
боты силовой установки, системы электроэнергоснабжения, гидоав-
лических систем, кондиционирования, навигации, бортовых ЭВМ
и др.

Системы раннего обнаружения неисправностей предназначены
для профилактики и выявления предотказного технического со-
стояния агрегатов и систем самолетов. Их контролируемые пара-
метры отражают постепенно накапливающиеся изменения таких
показателей технического состояния агрегатов и систем, которые
объективно сигнализируют о возникновении неисправности, пере-
ходящей в дальнейшем в отказ. Системой сигнализации появления
неисправностей оборудуются все новые самолеты.

Системы аварийной сигнализации используют в качестве выход-
ного сигнала: световую индикацию красного цвета на приборных
досках и пультах членов экипажа, звуковую сигнализацию в форме
прерывистого зуммера или записанных на магнитную ленту рече-
вых команд и инструкций, а также механическое колебание штур-
вала управления самолетом. Системы аварийной сигнализации
реагируют на такие изменения в работе основных систем, которые
угрожают безопасности полета. Например, помпаж двигателя, по-
жар, падение давления топлива, самопроизвольная уборка пред-
крылков, отключение генераторов и др. Перечень аварийных сиг-
налов разрабатывается на основе анализа надежности самолета.

Бортовая автоматизированная система контроля (БАСК) объе-
диняет все бортовые системы контроля (штатную контроля работо-
способности, раннего обнаружения неисправностей и аварийной
сигнализации) и регистрирует все параметры этих трех систем.
БАСК имеет в своем составе бортовую ЭВМ с достаточным объемом
памяти и не нуждается в наземном устройстве дешифровки и ана-
лиза информации. Из-за значительной массы БАСК применяется,
в основном, на тяжелых самолетах. В составе каждой функцио-
нальной системы* самолета имеется логическое устройство, сравни-
вающее фактический выходной сигнал от датчика данного контро-
лируемого параметра с эталонным из блока памяти ЭВМ. Пр»
недопустимом рассогласовании этих сигналов на дисплее экипажа
появляется информация о неисправности или отказе с необходимой
рекомендацией. БАСК самолетов В747 и ВС-10 обеспечивают поиск
95% неисправных блоков. На самолете Ил-86 применяется БАСК
«Прогноз».

Наземно-бортовые автоматизированные системы контроля ис-
пользуют высокоинформативные бортовые магнитные накопители
информации типа МСРП-64 и «Тестор», а также наземную систему
дешифровки и анализа информации типа «Луч-84» с ЭВМ М-6000.
Магнитная лента бортового регистратора с записью до 150 пара-
метров вместе с программой анализа и перфолентой условий по-
лета вводятся в «Луч-84», который выдает таблицу событий.
Таблица событий содержит информацию о всех неисправностях
систем самолета. Если она чистая — неисправностей нет. Магист-
ральные пассажирские самолеты Аэрофлота допускаются в полег
после проверки записи контролируемых параметров предыдущего
полета.

Наземные системы эксплуатационного контроля самолетов пред-
ставляют собой мобильные комплекты рассредоточенных подвиж-
ных средств контроля (ПСК) отдельных функциональных систем
самолета, эксплуатационно-ремонтных пультов (ЭРП) и контроль-
но-измерительной аппаратуры (КИА).

Конструктор должен учитывать особенности эксплуатации буду-
щего самолета, опыт использования различных методов диагностики?
и оснащенность эксплуатирующих организаций унифицированными
наземными техническими средствами эксплуатационного контроля.
Уже на самом раннем этапе проектирования при разработке
структуры и компоновке системы самолета конструктор решает ос-
новные вопросы обеспечения эффективного контроля ее техническо-
го состояния. Исследуются различные способы реализации получе-
ния объективной информации о состоянии наиболее ответственных
элементов и узлов, различные конструкции датчиков контролируе-
мых параметров. На основе расчетов безотказности и удельной тру-
доемкости обслуживания разрабатывается перечень контролируе-
мых параметров. Затем конструктивно разрабатываются точки
замера параметров и их сопряжение с регистрирующей аппаратурой.

Надежность и точность систем контроля подтверждается расче-
тами и испытаниями.
*

11.7.	МЕТОДЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ
♦

Эксплуатационная технологичность изделий развилась в
важное научное направление теории технической эксплуатации,
взаимодействующей с наукой о надежности. Конструктор должен
обеспечивать и отражать в технической документации следующие
свойства, входящие в экплуатационную технологичность: доступ-
ность, контролепригодность, легкосъемность, обслуживаемость,
взаимозаменяемость (узлов и агрегатов) и ремонтопригодность
(приспособленность к ремонту в заданное время).

Различают техническое обслуживание и ремонт по наработке
и техническое обслуживание и * ремонт по состоянию.

Метод обслуживания по наработке (по ресурсу) основан на
выполнении через заранее запланированные интервалы наработки
или календарного времени эксплуатации постоянных, наперед за-
данных объемов восстановительных работ вне зависимости от
фактического состояния систем и агрегатов. Метод ремонта агрега-
та по ресурсу предусматривает его съем с самолета по выработке
назначенного ресурса или по истечении назначенного срока службы
и отправку в ремонт или для использования в наземных системах.
Обслуживаются и ремонтируются по ресурсу особо ответственные
системы, агрегаты и узлы самолета (по специальному перечню),
а также нерезервированные агрегаты, фактическое состояние ко-
торых в процессе эксплуатации трудно диагносцировать.

Для некоторых типов самолетов еще используется метод про-
филактического ремонта по ресурсу. После выработки назначен-
ного для всех самолетов данного типа единого ресурса до первого
ремонта или межремонтного ресурса (или соответствующих сроков
службы) машина направляется в ремонт без учета ее технического
состояния. Можно отметить следующие недостатки этого ме-
тода:

продолжительность и высокая стоимость ресурсных испытаний,
по результатам которых назначается ресурс;

фактический ресурс из-за небольшого числа испытанных образ-
цов и отличий условий испытаний от условий эксплуатации суще-
ственно отличается от полученного по результатам ресурсных испы-
таний;

фактический .ресурс каждого экземпляра самолета различный,
так как: зависит от его режимов полета, загрузки;.

большой разброс ресурса испытанных образцов приводит к
назначению в действующих руководствах таких значений коэффи-
циентов безопасности, которые существенно занижают назначаемые
ресурсы;

профилактический ремонт самолета по выработке ресурса на-
долго выводит его из строя, дорог (около 30% себестоимости но-
вого самолета) и вносит много новых неисправностей (нарушение
герметичности, топливных отсеков, трубопроводов, монтажные на-
пряжения).

При обслуживании и ремонте по техническому состоянию объе-
мы и содержание  восстановительных и ремонтных работ устанав-
ливаются для каждого агрегата или самолета данного типа в
соответствии с его фактическим техническим состоянием на данный
момент эксплуатации. Используются два метода.

Метод обслуживания и ремонта по техническому состоянию с
контролем параметров предусматривает непрерывное или периоди-
ческое выявление предотказного состояния агрегатов и систем

223
Таблица 11.4

	Метод технического обслуживания	Количество узлов и агрегатов, %			
		БС-8	ос-ю		в-747
По	ресурсу	5	10		6
По  с	техническому состоянию: контролем параметров	16	30		31
С	контролем надежности	79	60		63

в процессе эксплуатации, их замену, восстановление или ремонт
до возникновения бтказа.

Метод обслуживания по техническому состоянию с контролем
уровня надежности предусматривает управление уровнем надеж-
ности агрегатов и узлов по статистическим данным о количестве их:
отказов, их замену или восстановление работоспособности после
возникновения отказа.

Первый метод сводится к управлению техническим состоянием
каждого конкретного агрегата, системы. Составляется перечень
контролируемых параметров с алгоритмами их анализа. Приме-
нение метода из-за сложности систем индикации параметров и
диагностики экономически оправдано пока для ограниченного"
числа агрегатов и систем самолета. По мере совершенствования
методов и средств инструментального контроля технического состо-
яния самолетных систем будет увеличиваться доля узлов и агрега-
тов, обслуживаемых по техническому состоянию с контролем пара-
метров.

Второй метод применяется для агрегатов и узлов, отказ кото-
рых не влияет на безопасность и безотказность самолета или он
практически невероятен. Поэтому предусматривается эксплуатация
этих элементов до отказа. Производится оперативный сбор, обра-
ботка и анализ данных об отказах совокупности однотипных изде-
лий и вырабатываются решения об изменении объемов профилак-
тических работ в эксплуатации или о конструктивно-технологиче-
ской доводке в производстве для менее надежных из них.

В табл. 11.4 представлены значения распределения узлов и аг-
регатов пассажирских самолетов в % по методам технического
обслуживания. Как видно из данных таблицы, методом по ресурсу
обслуживается небольшой процент узлов и агрегатов данных само-
летов. Рациональное сочетание обслуживания по всем трем методам
позволяет повысить экономичность технической эксплуатации са-
молетов данного типа, снизить потребные трудозатраты и обеспе-
чить высокую готовность.

11 8 КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Эксплуатационная технологичность определяется в основном конст-
руктивными особенностями самолета. От того, насколько тщательно отработан®
конструкция каждого узла и агрегата и какая долговечность при этом обеспече-
на, зависит периодичность и объем регламентных работ. Доступность, легкосъем-
кость и взаимозаменяемость агрегатов и блоков, заложенные в конструкции са-
молета, определяют трудоемкость оперативного и периодического обслуживания-
Бортовые и наземные автоматизированные системы контроля состояния авиаци-
онной техники в процессе эксплуатации, сокращающие время и трудоемкость, по-
вышающие качество обслуживания, также должны быть предусмотрены при раз-
работке конструкции нового самолета.

Конструктивно обеспечиваемые возможности диагностики определяют объем,
агрегатов и систем самолета, обслуживание и ремонт которых проводится по тех-
ническому состоянию. Резервирование элементов конструкции и разработка без-
опасно повреждаемых конструкций агрегатов позволяют расширить номенклатуру
узлов, обслуживаемых с контролем уровня надежности, т. е. эксплуатируемых до-
отказа и восстанавливаемых в удобное время.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Какие показатели эксплуатационной технологичности применяются и како-
вы их значения для современных самолетов?

2.	Как оценивается значение удельной трудоемкости устранения неисправно-
стей системы самолета на этапе проектирования?

3.	Какой исходной информацией должен обладать конструктор для расчета
удельной трудоемкости технического обслуживания проектируемой системы:
самолета?

4.	Назовите типовые конструктивные мероприятия, снижающие трудоемкость,
технического обслуживания систем самолета.

5.	Каковы пути повышения ресурса самолета до первого ремонта?

6.	Как влияет резервирование элементов системы самолета на удельную
трудоемкость ее технического обслуживания?

7.	Какова роль бортовых и наземных автоматизированных систем контроля
работоспособности самолета?

8.	Какие компоновочные решения повышают доступность?

9.	Какие конструктивные мероприятия обеспечивают высокую эксплуатацион-
ную технологичность самолета при автономном базировании?
I ЛАВА 12*

ОБЕСПЕЧЕНИЕ НАДЕЖНОСТИ САМОЛЕТОВ В ПРОЦЕССЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ

12.1	. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ВЫСОКОГО КАЧЕСТВА
ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ, ПРЕДПОЛЕТНОЙ И ПОСЛЕПОЛЕТНОЙ
ПОДГОТОВОК САМОЛЕТА

Все работы по техническому обслуживанию самолетов
в процессе эксплуатации, направленные на обеспечение требуемого
уровня их надежности и безопасности, можно условно разделить
на четыре группы:

подготовка к полету (оперативное обслуживание);
профилактические работы (периодическое обслуживание);
профилактический ремонт;

доработки.

Оперативное обслуживание производится перед вылетом и пос-
ле прилета самолета. Периодическое обслуживание определяется
суммарной наработкой самолета и производится через назначенные
интервалы налета и календарной продолжительности эксплуа-
тации.

В процессе предварительной подготовки при отсутствии жест-
кого временного ограничения целесообразно выполнять максималь-
ный объем работ с тем, чтобы непосредственно перед полетом
выполнять только те работы, которые невозможно было завершить
заблаговременно. При предварительной подготовке высокое каче-
ство выполнения операций достигается широким использованием
инструментальных методов контроля параметров систем. Повыше-
нию качества оперативного обслуживания способствует объедине-
ние в одну группу работ, проводимых заблаговременно, послепо-
летной и предварительной подготовок. Непосредственно перед
полетом выполняются работы по контролю исправного состояния
самолета и необходимые дозаправки. Предполетная подготовка са-
молета включает осмотр и устранение несложных неисправностей,
дозаправку топливом, маслом и специальными жидкостями, за-
рядку газами пневмосистем, снаряжение и загрузку самолета,
установку съемного оборудования в соответствии с планом пред-
стоящего полета. Разработан типовой маршрут осмотра самолета,
обеспечивающий эффективный визуальный контроль состояния
основных агрегатов.

Малейшая небрежность, допущенная при подготовке самолета
к полету, может привести к летному происшествию. Поэтому преду-
смотрена строгая персональная ответственность исполнителей с
оформлением соответствующей документации. К подготовке само-
летов к полетам допускается инженерно-технический состав, хорошо
знающий особенности конструкции данного самолета, его регламент
и технологические указания по техническому обслуживанию. Каж
дый специалист должен владеть практическими навыками работы.

Для обеспечения высокой экономической эффективности пасса-
жирских самолетов их конструкция специально приспособлена для
кратковременного оперативного обслуживания. Весь объем после-
полетной и предполетной подготовок даже для многоместного пас-
сажирского самолета большой дальности полета должен выпол-,
няться за время стоянки в промежуточном аэропорту 30 мин, а в=
базовом аэропорту 45 мин. За счет доступности, простоты обслу-
живания и оснащения новейшими средствами технической диаг-
ностики оперативное обслуживание самолета за время стоянки
(форма А) предусматривает не только обеспечение высадки пас-
сажиров, выгрузки багажа, обслуживания кухонь и туалетов,,
очистку салонов, заправку топливом и водой, загрузку нового
багажа, посадку пассажиров и запуск двигателей, но и проверку
исправности основных агрегатов и систем, а также возможные
замены агрегатов, блоков и деталей.

Значительное повышение качества подготовки самолета к по-
лету обеспечивается бортовой автоматизированной системой кон-
троля. Эти системы используются летным и наземным составами
для контроля работоспособности важнейших систем, обеспечиваю-
щих безопасность и регулярность рейсов. Например, на самолете1
В-747 пульты управления и исполнительные блоки БАСК располо-
жены в отсеках фюзеляжа, и на рабочие пульты экипажа выведена
минимально необходимая сигнализация. Так, система противоюзо-
вой автоматики на приборных пультах пилотов представлена одной
Индикаторной лампочкой, которая загорается при неисправности.
Зато пульт управления бортинженера и аналогичный пульт в при-
борном отсеке фюзеляжа для наземного персонала позволяет
контролировать 46 элементов этой системы и фиксировать отказ
любого из них. По сравнению с самолетом В-707, который не имел
такой системы контроля, выявление неисправности системы проти-
воюзовой автоматики сократилось с 30 до 3 мин, т. е. в 10 раз.
Время проверки этой системы после замены дефектных узлов при
использовании БАСК снизилось с 20 до одной минуты, т. е. в
20 раз. Подобные преимущества БАСК обеспечивает при обслужи-
вании других самолетных систем. Кроме того, БАСК обеспечивает
своевременную и качественную информацию с борта самолета о
возникших в полете неисправностях для их оперативного устране-
ния после посадки. Повышенное предполетное обслуживание типа
предварительной подготовки с дополнительным использованием:
наземных подвижных средств контроля (ПСК) выполняется в ба-
зовом аэропорту через несколько суток эксплуатации самолета
(форма Б). •

Высокое качество подготовки самолета обеспечивается неукос-
нительным соблюдением регламента технического обслуживания и
технологических указаний по техническому обслуживанию, которые
в форме отдельных карт подготавливаются эксплуатирующей ор-
ганизацией заказчика.

227
12.2	. ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА К ПОВТОРНОМУ ВЫЛЕТУ.
ЦИКЛОВОЙ ГРАФИК

Специфика подготовки к повторному вылету заклю-
чается в остром дефиците времени. Эффективность современного
"тактического самолета, несмотря на сложность его систем, сущест-
венно зависит от частоты вылетов. Подготовка тактического са-
молета к повторному вылету схожа с транзитным обслуживанием
магистрального пассажирского самолета в промежуточном аэро-
порту.

Подготовка самолета к повторному вылету проводится в стар-
товых условиях перед каждым новым полетом на задание. Помимо
заправки, снаряжения, загрузки технический персонал должен
лровести стартовый осмотр самолета, устранить неисправности,
выявленные в предыдущем полете и при осмотре, произвести про-
верку готовности самолета к полету.

Обеспечить высокое качество подготовки самолета к повтор-
ному вылету, его безопасность и безотказность в полете можно
только при предельно четкой организации работы стартовой
команды в строгом соответствии с цикловым графиком. Специа-
лист каждой службы должен выполнять свою работу, не созда-
вая помех работающим специалистам других служб. Опыт пока-
зывает, что при проверках работоспособности систем кабина эки-
пажа оказывается самым узким местом. Использование БАСК
и ПСК в необходимых объемах при подготовке самолета к повтор-
ному вылету повышает качество проверок. При обнаружении не-
исправности системы электронного оборудования самолета в усло-
виях подготовки к повторному вылету заменяется дефектный блок
на взаимозаменяемый исправный и проверяется работоспособность
•системы. При отсутствии возможности такой замены самолет от-
страняется от планового полета до устранения неисправности.

Следующие конструктивные мероприятия способствуют сокра-
щению времени подготовки самолета к повторному вылету:
централизованная заправка топливных емкостей самолета под
давлением;

механизация погрузочно-разгрузочных работ;

расширение фронта работ специалистов различных служб (от-
кидной козырек фонаря кабины экипажа, дополнительные пульты
для контроля в отсеках фюзеляжа и нишах опор шасси);

применение БАСК и ПСК.

При подготовке самолета к повторному вылету в условиях
крайнего дефицита времени особое внимание обращается на обес-
печение безопасности при выполнении всех работ.

Цикловой график подготовки самолета к повторному вылету
документально фиксирует по времени начало и конец операции.
Он позволяет наглядно выявить узкие места и ограничения, выз-
ванные спецификой работы специалистов данной службы и компо-
новочными особенностями самолета. Отработка оптимального цик-
лового графика подготовки самолета начинается еще на стадии его
Операции	Время, мин							
	5 10 15 20 25 30 35 2-0							
Высадка пассажиров		1								

Выгрузка багажа

Обслуживание кухонь самолета
Очистка пассажирской кабины
Обслуживание туалетов самолета
Залрабка топливом

Заправка питьевой водой

Загрузка багажа

Посадка пассажиров

Запуск двигателей







. ‘ ...............................  ..."'. ” '    !-





Рис. 12.1. Цикловой график оперативного обслуживания магистрального пасса-
жирского самолета

проектирования. На рис. 12.1 представлен график базового опе-
ративного обслуживания самолета В-747. Он рассчитан на общее
время 45 мин. Подготовка самолета к повторному вылету является
наглядным примером реализации цели любой системы технического
обслуживания. Она должна обеспечить заданный уровень готовно-
сти изделий к использованию по назначению и их работоспособ-
ность в процессе использования; минимальные затраты времени,
труда и средств на выполнение технического обслуживания и ре-
монта изделий.

123. ВЛИЯНИЕ ПЕРИОДИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ
САМОЛЕТА НА ЕГО НАДЕЖНОСТЬ

Каждой стратегии эксплуатации системы, агрегата, узла
должна соответствовать определенная стратегия их обслуживания
и ремонта.

Если система эксплуатируется до выработки ресурса (срока
службы), то она должна периодически обслуживаться по налету
с фиксированными объемами обслуживания. Ремонтироваться она
должна по налету или по календарному сроку эксплуатации с
фиксированным объемом ремонта.

Если агрегат эксплуатируется до отказа, то его обслуживание
ограничивается контролем уровня надежности, а ремонт произво-
дится после отказа.

Если блок эксплуатируется до предотказного состояния, то его
техническое обслуживание ограничено контролем параметров, а
ремонт производится после снятия с самолета по результатам кон-
троля.
Для самолета в целом характерно применение всех трех стра-
тегий или так называемой смешанной стратегии.

Периодическое обслуживание выполняет две основные функции:
восстановление расчетных условий работы системы, узла, из-
менившихся по налету (смазка, смена рабочего тела и т. и.);

восстановление рабочих параметров системы или узла, изме-
нившихся вследствие эксплуатационной изнашиваемости, повреж-
даемости и коррозии (регулировка, замена деталей, блоков и т. п.).

Своевременное выявление увеличившейся интенсивности износа
или зародившейся трещины с последующим эффективным профи-
лактическим обслуживанием обеспечивает длительное нормальное
функционирование и возможность в будущем избежать обширного
и опасного разрушения, трудоемкость ремонта которого будет на
несколько порядков, выше, чем трудоемкость обслуживания. Сле-
дует учитывать и разницу во времени простоя самолета;на профи-
лактическом периодическом обслуживании и на вынужденном ре-
монте.

Профилактическое периодическое обслуживание способствует
уменьшению потока отказов, повышению безопасности и долговеч-
ности самолетов. Периодическое обслуживание по налету (регла-
ментные работы) в наибольшей степени соответствует изменению
фактического технического состояния самолета в процессе эксплуа-
тации и способствует восстановлению расчетного уровня его на-
дежности.	: . ' .

Периодическое техническое обслуживание выполняют через
определенный налет самолета или определенное число . посадок.
Для магистральных пассажирских самолетов периодическое обслу-
живание производится через следующие промежутки . налета, ч:
300 + 30 (форма 1); 900±90 (форма 2); 1800+180 (форма 3). Для
боевых самолетов различные регламенты предусматривают обслу-
живание после налета, ч: 100; 200; 400 и 600. Более поздняя форма
периодического обслуживания характеризуется увеличенным объе-
мом выполняемых работ. При малом налете самолета соответству-
ющая форма периодического обслуживания выполняется по сроку
службы в годах. Предусмотрены также специальные технические
обслуживания: при хранении в зависимости от его сроков; сезонные
при смене времен года; после воздействия на самолет предельно
допустимых нагрузок (максимальная турбулентность атмосферы,
грубая посадка и т. п.).

При назначении обслуживания по налету необходимо распо-
лагать статистическими данными о фактическом распределении на-
работки до отказа или неисправности данного узла. Периодичность
замены или ремонта узла должна соответствовать его фактиче-
скому ресурсу. Часто фактический ресурс оказывается намного
большим, чем предполагалось, и разборка узла при обслуживании
оказывается преждевременной.

Выполнейие регламентных работ должно быть .обеспечено
достаточным количеством запасных деталей, заменяемых узлов,
сменных блоков и кррпежа церб^одимой номенклатуры, В против-
но
< . «
ном случае после трудоемкой разработки неизбежна установка
старых, кустарно восстановленных деталей и узлов, которые не
могут длительно обеспечить требуемую безотказность. Расчет по-
требного количества запасных частей является важным средством
повышения качества регламентных работ.

Трудоемкие формы регламентных работ могут выполняться
поэтапно при проведении последовательных обслуживаний мень-
шей периодичности. Такой поэтапный метод выполнения тяжелых
периодических форм обслуживания позволяет повысить готовность
парка самолетов.

Функционирование системы бездефектного обслуживания на
авиационно-технических базах способствует повышению надеж-
ности самолетов. На то же нацелен и полный пооперационный конт-
роль качества выполнения всех видов регламентных работ на са-
молетах.

12.4.	РОЛЬ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ В ОБЕСПЕЧЕНИИ
НАДЕЖНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ

Комплекс наземного оборудования современного само-
лета играет очень важную роль в обеспечении безотказной работы.
Подвижные средства контроля по различным службам представ-
ляют собой рассредоточенную систему проверки и подготовки само-
лета, обеспечивающую широкий фронт работ. Каждая такая уста-
новка представляет собой слджную контрольно-испытательную
станцию, позволяющую получать объективную информацию в фор-
ме распечаток или магнитной записи. Подвижные контрольные
станции дополняются специальными эксплуатационно-ремонтными
пультами (ЭРП) и контрольно-измерительной аппаратурой (КИА).
Для проверки бортовой аппаратуры самолета от наземного обору-
дования подается стабилизированное питание с высокой точностью
выходных параметров, которое обеспечивается силовыми агрегата-
ми с высокой степенью автоматизации и дистанционным управле-
нием.

Гидравлические станции, подключаемые к гидросистемам са-
молета, снабжены насосами с дистанционным регулированием
производительности и давления. Это дает возможность использо-
вать станции в нескольких режимах при подключении к самоле-
там' различных типов. Чистота фильтрации рабочей жидкости не
хуже, чем на самолете. Обеспечена сигнализация степени чистоты
рабочей жидкости и загрязненности фильтров.

Работать на такой сложной и точнейшей аппаратуре могут
только высококвалифицированные инженеры и техники.

При подготовке самолетов к повторному вылету успешно ис-
пользуются универсальные агрегаты наземного оборудования.

В комплекс наземного оборудования входят также подвижные
источники энергии, заправочные и зарядные машины, кондиционе-
ры и подогреватели, тягачи-буксировщики, уборочные машины и
средства подготовки ВПП, пожарные машины. Важнейшим усло-
вием успешного функционирования сложного комплекса наземного

231
оборудования является его унификация по узлам подсоединения и
универсальность по обслуживанию для различных типов самолетов.
Но существует и обратная связь — состав и структура средств на-
земного комплекса определяется безотказностью и эксплуатацион-
ной технологичностью данного самолета. Поэтому степень унифи-
кации наземных средств согласуется с заказчиком.

12.5.	ИЗОЛЯЦИЯ САМОЛЕТОВ ОТ ВРЕДНЫХ ВОЗДЕЙСТВИЙ

В процессе эксплуатации и хранения на самолеты воз-
действуют атмосферные осадки в виде снега, града и дождя, сол-
нечная радиация, пыль, песок, солевой конденсат и другие вред-
ные факторы.

Достаточно продолжительное воздействие снежных и песчаных
бурь, града и дождя может привести к нарушению лако-красочного
покрытия, потери прозрачности остекления кабин и другим дефек-
там. Солнечная радиация вызывает деструкцию резиновых и пласт-
массовых деталей и преждевременное их старение. Солевой кон-
денсат приводит к интенсивной коррозии.

Выполнение работ по техническому обслуживанию сложной
авиационной техники на открытом воздухе при неблагоприятных
метеорологических условиях крайне затруднено и при этом сни-
жается их качество.

Для предотвращения вредных воздействий самолеты хранятся
в специальных сооружениях: ангарах, капонирах и надувных па-
латках. На стоянках самолеты хранятся надежно зашвартованны-
ми, с установленными стопорными колодками, фиксаторами по-
верхностей, заглушками; многие самолеты полностью или частично
зачехлены.

На крупных авиационно-технических базах (АТБ) все перио-
дическое техническое обслуживание и профилактический ремонт
проводятся в больших ангарах на несколько самолетов. На отда-
ленных аэродромах, обслуживающих местные авиалинии, распо-
ложенных в степных и горных районах, для проведения регламент-
ных работ на самолете и размещения диагностического оборудова-
ния используются небольшие ангары и надувные палатки.

Для изоляции самолетов от вредных воздействий светового об-
лучения и ударной волны в особых условиях они размещаются рас-
средоточенно в специальных бетонных укрытиях или в естествен-
ных укрытиях, использующих складки местности.

12.6.	ПРОФИЛАКТИЧЕСКИЙ РЕМОНТ САМОЛЕТОВ — ВАЖНОЕ
СРЕДСТВО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ИХ НАДЕЖНОСТИ

. Произвести глубокую и полную ревизию технического
состояния . сложной конструкции современного самолета можно
только в форме профилактического ремонта. После достаточно
длительного периода эксплуатации (2—4 года) и большого налета
необходимо самое подробное исследование возможных эксплуата-
ционных повреждений в стационарных условиях ангара с приме-
нением полного арсенала технических средств и диагностического
оборудования. Для такого исследования, учитывая плотную компо-
новку современных машин, требуется демонтаж эксплуатацион-
ных стыков и значительной части оборудования самолета. Профи-
лактический ремонт позволяет вскрыть постепенно развивающиеся
неисправности и своевременно устранить их.

Значительная часть трудоемкости профилактического ремонта
затрачивается на выявление и устранение усталостных поврежде-
ний планера самолета. Поскольку визуально обнаруживаются
только крупные усталостные трещины (например, трещины длиной
20 мм обнаруживаются только в 80% случаев), при профилакти-
ческом ремонте широко используются малотрудоемкие методы не-
разрушающего контроля (МНК) с высокой разрешающей способ-
ностью. Для обеспечения безопасности самолета применяемые при
ремонте самолетов МНК должны надежно выявлять усталостные
повреждения следующих размеров: 40 мм на наружных обшивках
крыла, фюзеляжа и оперения; 10 мм в листовых пакетах; 3...5 мм
в монолитных деталях типа балок, фитингов, стыковых гребенок.
Лаборатории МНК ремонтных организаций располагают соответ-
ствующим оборудованием и применяют следующие МНК: ультра-
звуковой— для контроля сплошности и размеров деталей, электро-
магнитный — для контроля марки алюминиевого сплава и качества
его термообработки, магнитопорошковый для контроля поверхност-
ных повреждений стальных деталей, капиллярный метод прони-
кающих красок, способный выявлять трещины длиной до 1,5 мм,
визуально-оптический, рентгеновский, гамма-дефектоскопии и
акустические методы. Ремонт начавшихся усталостных поврежде-
ний засверловкой трещин, усилением и заменой дефектных деталей
полностью обеспечивает безопасность самолета в межремонтный
период и, как правило, пресекает развитие усталостного поврежде-
ния в данном месте.

Изнашиваемые в процессе длительной эксплуатации детали уз-
лов и агрегатов самолетов при профилактическом ремонте заме-
няются новыми.

Большой объем работ при профилактическом ремонте самолетов
проводится по устранению коррозии соединений и деталей, а также
по восстановлению лакокрасочных покрытий. В процессе профилак-
тического ремонта выявляется коррозия в труднодоступных местах
самолета. Например, интенсивная коррозия клееклепаных и клее-
сварных соединений листов из-за некачественной подготовки по-
верхностей и отслаивания пленки клея при длительной эксплуата-
ции. На пассажирских самолетах наиболее интенсивной коррозии
подвержены внутренние элементы конструкции фюзеляжа в зоне
расположения кухонь, туалетов и аккумуляторных батарей. Многие
авиакомпании в процессе ремонта самолетов полностью заменяют
кухни и воссстанавливают лакокрасочное покрытие фюзеляжей.

По мере повышения эксплуатационной технологичности само-
летов, доступности и легкосъемности их агрегатов и систем появи-
8—943	233
лась возможность заменить выполнение профилактического ремон-;
та за один прием поэтапным его осуществлением во время выпол-
нения крупных периодических форм обслуживания. Поэтапный
ремонт конструкции планера и других систем самолета произво-
дится по индивидуальному плану для данного экземпляра, осно-
ванному на всестороннем исследовании его фактического техниче-
ского состояния.

12.7.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Качество процесса эксплуатации и способы технического обслужива-
ния такого сложного изделия как самолет существенно влияют на его надежность
и безопасность. Техническое оснащение эксплуатирующих организаций совершен-
ным комплексом наземного оборудования позволяет повысить качество оператив-
ного и периодического обслуживания самолетов.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Можно ли повысить фактическое значение показателя безотказности само-
летов данного типа на этапе эксплуатации по сравнению с уровнем безотказности,
достигнутым при разработке?

2.	Какие конструктивные мероприятия должны быть внедрены при разработ-
ке самолета для обеспечения высокого качества его технического обслуживания
в процессе эксплуатации?

3.	Как в процессе эксплуатации самолетов обеспечивается их защита от
вредного воздействия климатических условий окружающей среды?

4.	Почему профилактический ремонт самолетов повышает их надежность?
ГЛАВА 13

БЕЗОПАСНОСТЬ САМОЛЕТОВ

13.1.	ВИДЫ ЛЕТНЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ

Безопасность самолета на протяжении всей истории
.авиации проявлялась как его важнейшее свойство. Любой пилоти-
руемый аппарат при отказе одной из систем, обеспечивающей уп-
равляемый полет, представляет собой опасность для пассажиров,
экипажа, а также для людей, находящихся в непосредственной
близости от места его падения. Безопасность самолета определяла
и успех его сверхдальнего перелета и многолетнюю его эксплуата-
цию на пассажирских авиалиниях. Особое внимание уделяется
безопасности самолетов в настоящее время. Даже одна катастрофа
многоместного пассажирского лайнера или сверхзвукового самоле-
та может нанести непоправимый урон престижу эксплуатирующей
организации и разработчику. Требования к безопасности современ-
ных самолетов установлены на очень высоком уровне.

В гл. 1 приведены основные определения, относящиеся к безо-
пасности самолетов. Там же приведены формулы (1.3)...(1,5), оп-
ределяющие основные количественные показатели.

Безопасность полетов — совокупность свойств авиационной си-
стемы (самолеты — наземные средства обслуживания и контроля —
системы управления и самолетовождения — экипажи обслуживаю-
щий персонал), позволяющих предупредить возникновение ава-
рийной ситуации и обеспечивать невредимость и спасение людей,
участвующих в полете, в случае отказов техники, ошибок экипажа
и при недопустимых внешних воздействиях.

При высоком уровне безотказности составных частей современ-
ной авиационной системы нарушение безопасности полета происхо-
дит в результате многофакторного воздействия. Поэтому летные
происшествия, предпосылки к ним и особые ситуации практически
не возникают вследствие какой-либо одной причины.

Летные происшествия происходят только во время полета са-
молета. Время полета исчисляется от момента начала разбега
при взлете до момента освобождения взлетно-посадочной полосы
после окончания пробега при посадке.

Что является критерием, позволяющим однозначно фиксировать
данный случай как .летное происшествие, в частности, поломку, а
похожий случай как отказ? Степень разрушения самолета в полете
качественно отличает поломку и аварию от отказа и является
критерием при фиксации летного происшествия. Если разрушение
самолета после полета настолько велцко, что он не может быть вос-
становлен силами эксплуатирующей организации, то фиксируется
летное происшествие. Если специализированная ремонтная органи-
зация при данной степени разрушения самолета может его восста-
новить, то фиксируется поломка. Если не может — фиксируется
авария.

Пример. При заходе на посадку вследствие заклинения створок не вышла
передняя опора шасси. Посадка скоростного самолета без передней ноги, как пра-
вило, вызывает значительные разрушения носовой части фюзеляжа, по которым
фиксируется поломка или даже авария. Но в данном случае летчик проявил вы-
сочайшее профессиональное мастерство и по согласованию с руководителем поле-
тов произвел посадку на резервную грунтовую полосу с травяным покрытием,
расположенную параллельно основной бетонной ВПП. При этом на пробеге
пилот постарался как можно дольше держать самолет под максимальным углом
атаки и только в самый последний момент, когда скорость упала, самолет плавно
перевалился на носовую часть фюзеляжа. В результате скольжения на малой
скорости по травяному покрытию повреждения нижней поверхности носовой
части фюзеляжа оказались незначительными. Силами эксплуатирующей организа-
ции был заменен один лист обшивки и восстановлено лакокрасочное покрытие,
а также отрихтованы и отрегулированы створки передней опоры шасси. Случай
был классифицирован как отказ и предпосылка к летному происшествию.

Предпосылкой к летному происшествию называется событие,
возникающеее в полете вследствие возникновения опасной или ава-
рийной ситуации, создающее угрозу безопасности полета, а при
определенных условиях приводящее к летному происшествию. Пред-
посылка отличается от летного происшествия только последст-
виями.

Из условий предыдущего примера следует, что отказ передней
опоры шасси вызвал угрозу безопасности полета. Поэтому он за-
фиксирован как предпосылка к летному происшествию. Другим
примером предпосылки к летному происшествию может служить
случайный пролет одного самолета на недопустимо близком рас-
стоянии от другого.

Фиксация и анализ предпосылок к летным происшествиям
имеют большое значение для разработки мероприятий по повы-
шению безопасности. Исходными данными для выявления предпо-
сылок к летным происшествиям являются доклады членов экипажей
и работников диспетчерской службы, данные средств объективного
контроля и бортовых самописцев, а также показания очевидцев.
В ряде стран принята система анонимных донесений о предпосыл-
ках к летным происшествиям.

В зависимости от характера последствий для экипажа и пас-
сажиров летные происшествия могут классифицироваться как ката-
строфы. Критерием для фиксации самого тяжелого вида летного
происшествия — катастрофы является факт смерти хотя бы одного
лица из состава экипажа или пассажиров в течение десяти суток
от полученных при летном происшествии ранений. Катастрофой
считается также пропажа без вести самолета с людьми, после того
как его поиски прекращены соответствующим решением. При сохра-
нении жизни всех членов экипажа и пассажиров, получивших ра-
нения в результате летного происшествия, в течение десяти суток
оно может быть классифицировано как поломка или авария.
Например, если из-за отказа тормозной системы самолет вы-
катился за пределы ВПП и получил значительные остаточные
деформации, то решение комиссии о нецелесообразности его ремон-
та одновременно означает, что данное летное происшествие призна-
но аварией.

Возможность и целесообразность ремонта поврежденного в
летном происшествии самолета определяется комиссией, расследо-
вавшей это происшествие. Привлекаются эксперты ОКБ и ремонт-
ного предприятия, в котором предполагается восстановление са-
молета.

Главные причины летных происшествий можно условно разде-
лить на три основные группы: человеческий фактор, отказы авиа-
ционной техники, нерасчетное воздействие внешней среды. Другие
причины по статистике летных происшествий самолетов прояв-
ляются крайне редко. Сопутствующие причины мы условно не
рассматриваем.

Такая классификация позволяет выделить из общего свойства
авиационного комплекса — безопасности полетов, частное свойство
конкретного самолета, его безопасность. Определяя безопасность
как свойство самолета, мы будем рассматривать только его кон-
структивные особенности и отказы материальной части из-за кон-
структивно-производственных недостатков, присущих самолету
данного типа. В какой-то степени вероятность ошибки экипажа
в технике пилотирования, руководителя полетами или технического
персонала зависит от особенностей конструкции данного самолета,
но, в основном, она определяется качеством подготовки летного,
технического и командного составов. Выделение конструктивно-
производственных недостатков (КПН), за которые отвечает про-
мышленность, в отдельную группу причин летных происшествий
самолетов соответствует производственным интересам будущего
инженера-механика по самолетостроению. Конструктора прежде
всего должно интересовать свойство создаваемого самолета обес-
печивать заданную безопасность полетов. Это свойство самолетов
данного типа в процессе их эксплуатации количественно оцени-
вается по формуле (1.3).

Опасными отказами называют такие отказы или их совокуп-
ность, которые создают опасную ситуацию или предпосылку к лет-
ному происшествию, но при определенных условиях могут и при-
вести к летному происшествию. Понятие опасного отказа связано
с нарушением функционирования одной или нескольких жизненно
важных систем самолета в случайный момент полета. В зависимо-
сти от момента времени возникновения опасного отказа и от внеш-
них условий полета (например, метеоусловий) он вызывает летное
происшествие или только предпосылку к нему. Опасный отказ
является необходимым, но не достаточным условием летного проис-
шествия. Например, опасный отказ системы управления, вызываю-
щий вращение самолета вокруг продольной оси, когда самолет
находился на малой высоте, вызвал катастрофу. Пилот не успел
парировать вращение самолета и катапультироваться. В другом
случае такой же опасный отказ создал только предпосылку к лет-
ному происшествию, поскольку самолет находился на большой
высоте.

Отказ системы навигации в сложных метеоусловиях привел
к вынужденной посадке и поломке. Такой же отказ в простых
метеоусловиях создал предпосылку к летному происшествию.

Для систематизации количественных оценок безопасности са-
молетов различных типов в нормах летной годности введено по-
,нятие особой ситуации — совокупности условий, характери-
зующей потенциальное снижение уровня безопасности полета.
Особая ситуация возникает в полете по тем же причинам, которые
могут привести к летному происшествию. По степени опасности
особые ситуации делятся на четыре вида: 1) усложнение условий
полета; 2) опасная ситуация; 3) аварийная ситуация; 4) катастро-
фическая ситуация.

Усложнение условий полета — особая ситуация,
которая вызывает необходимость повышенного внимания членов
экипажа к источнику ее возникновения и не требует экстренных
действий экипажа и немедленного изменения плана полета.

Опасная ситуация — особая ситуация, которая требует
своевременных и правильных действий членов экипажа и немедлен-
ного изменения плана, профиля и режима полета. Она вызывает
предпосылку к летному происшествию. Например, отказ второго
двигателя на крейсерском режиме полета многодвигательного са-
молета, летевшего с одним отказавшим двигателем.

Аварийная ситуация — особая ситуация, которая требует
экстренной посадки, высокого профессионального мастерства । и
стойкости членов экипажа к большим психофизиологическим на-
грузкам. Например, отказ силовой установки, при котором невоз-
можен горизонтальный полет самолета на любой высоте.

Катастрофическая ситуация — особая ситуация, в
которой предотвращение гибели людей и (или потери самолета
оказывается практически невероятным.

На этапе проектирования самолета требуемое заказчиком зна-
чение показателя безопасности подтверждается расчетными мето-
дами теории надежности, изложенными в гл. 6. По программе де-
монстрации безопасности нового самолета выполняются расчеты
безотказности тех систем, которые влияют на безопасность. Ве-
роятностные расчеты безопасности нового самолета дополняются
экспериментальными оценками по результатам стендовых, летных
заводских и эксплуатационных испытаний опытных машин.

Используя методы графов, структурных или логических схем,
а также статистические данные о безотказности элементов, гото-
вых изделий и систем выявляют наиболее вероятные опасные
отказы. Для каждой системы составляется перечень таких опас-
ных отказов где оговариваются: причины отказа, внешние прояв-
ления, информация экипажу, действия экипажа по устранению или
парированию отказа, влияние отказа на продолжение полета, зна-
чение вероятности данного отказа (& и к какой особой ситуации
этот отказ приводит (классификация опасного отказа). Анализ
безопасности проектируемого самолета предусматривает возмож-
ность одновременного возникновения нескольких отказов, а также
срабатывание средств защиты и активные действия экипажа в
особой ситуации.

Вероятность катастрофической ситуации по вине /-й системы
может быть определена формулой

к

где 0,1 — вероятность 1-го опасного отказа, приводящего к ката-
строфической ситуации; Р[ — вероятность парирования 1-го опасно-
го отказа автоматикой или экипажем.

Анализ безопасности отдельных систем завершается исследо-
ванием безопасности самолета в целом. Выявляются вероятные
опасные отказы одновременно нескольких систем. Расчетными
методами в процессе стендовых и летных испытаний определяются
последствия таких отказов и те особые ситуации, к которым они
приводят. На основании накопленного опыта и результатов про-
веденных стендовых и летных испытаний, специалисты методом
экспертных оценок устанавливают границы изменения выходных
параметров функционирования основных систем, характеризующие
уровни безопасности нового самолета. При этом учитывается не
только безотказность, но и точность функционирования систем, в
том числе и выдачи полетной информации экипажу.

Безопасность полетов нового самолета в эксплуатирующих ор-
ганизациях зависит от одновременного воздействия многих факто-
ров, в том числе от действий летного состава, работы наземных
служб и нерасчетных внешних воздействий на самолет в полете.

Ошибки экипажа могут происходить при пилотировании, непра-
вильном истолковании получаемой полетной информации, штурман-
ском обеспечении, неправильных действиях в особых ситуациях,
непреднамеренном воздействии на органы управления.

Наземные службы могут снижать безопасность полетов при
неправильных командах диспетчеров управления полетами, при
внесении дефектов в процессе технического обслуживания самоле-
та и недостатках в организации работы аэродромных служб.

Во время полета на самолет могут воздействовать повышенная
турбулентность атмосферы, грозовые разряды, магнитные анома-
лии, вертикальный сдвиг ветра вблизи ВПП, снежные заносы и
обледенение, другие объекты в воздухе.

13.2.	ФАКТИЧЕСКИЕ ЗНАЧЕНИЯ ПОКАЗАТЕЛЕЙ
БЕЗОПАСНОСТИ САМОЛЕТОВ

Основные закономерности изменения характеристик бе-
зопасности современных пассажирских самолетов можно просле-
дить по статистическим данным эксплуатации парка магистраль-
ных самолетов регулярных авиалиний стран — членов ИКАО
♦

Рис. 13.1. Изменение показателей без-
опасности полетов пассажирских са-
молетов на регулярных авиалиниях
стран — членов ИКАО

(Международной организации
гражданской авиации). СССР
также состоит членом этой ор-
ганизации. Сведения о каждом
летном происшествии анализи-
руются и используются для
разработки мероприятий по по-
вышению безопасности эксплу-

атируемых и проектируемых
самолетов. При ИКАО функционирует информационная система
безопасности самолетов, в банке данных которой на конец 1982 г.
имелись подробные сведения о 9 920 летных происшествиях граж-
данских самолетов. Ответ на запрос страны — члена ИКАО о лю-
бой выборке из массива данных (например, все летные происшест-
вия, вызванные разрушением авиашин) выдается в течение суток.
Показателями безопасности полетов самолетов являются как
средний налет парка на летное происшествие 7Л.П, так и обратная
величина, умноженная на 105, Кл.п (используемая в ИКАО). На
рис. 13.1 наглядно показана динамика повышения уровня безо-
пасности воздушных перевозок в мире. В последнее десятилетие
средний налет на катастрофу стал существенно возрастать и при-
мерно вдвое превысил установившееся значение в предыдущем
десятилетии. Это вызвано поступлением в эксплуатацию новых бо-
лее безопасных многоместных пассажирских самолетов и совер-
шенствованием системы управления воздушным движением. Еще
более резко увеличился показатель Ап. За последние 20 лет его зна-
чение возросло в 17 раз. Современная гражданская авиация, по
сравнению с другими видами транспорта, характеризуется самым
высоким уровнем безопасности. И все же в мире ежегодно происхо-
дит несколько десятков катастроф рейсовых самолетов, в которых
погибает около тысячи человек. Например, в 1982 г. на самолетах
гражданской авиации стран-—членов ИКАО произошло 33 ката-
строфы, погибло 1010 человек.

Если парк магистральных самолетов стран — членов ИКАО,
насчитывающий еще много устаревших машин с ТВД и даже с
ИД, вышел на уровень Гкат = 700000 ч, то парк магистральных са-
молетов США, состоящий в основном из самолетов новых типов,
достиг к 1983 г. уровня Ткат = 1 400 000 ч. Для сравнения отметим,
что магистральные самолеты США в 1970 г. имели Гкат=863 000 ч

и по этому показателю также превосходили парк стран — членов
ИКАО в два,раза.

По налету на летное происшествие парк США вышел к 1983 г.
на уровень 7ЛП—400 000 ч, а в 1970 г. его Тл/П= 123 000 ч.

Среди многоместных пассажирских самолетов наилучшие пока-
затели безопасности в 1982 г. имеют европейские самолеты типа

I
Название самолета	6п’ 4	Название самолета	Ъш’ 4
В-707	183 000	ОС-8	150 000
В-727	270 000	ОС-9	264 000
В-737	300 ООП	ОС-Ю	150 000'
В-747	124 000	Ь-1011	128 000

А-300, на втором месте В-747* затем следует Э-1011 и наихудшие
показатели у ЭС-10. Налет на катастрофу по отказу материальной
части трех американских многоместных самолетов по результатам
эксплуатации до сентября 1982 г. составил: В-747—1,04 млн. поле-
тов; 11-1011—0,85 млн. полетов; ЭС-10—0,63 млн. полетов.

В табл. 13.1 представлены значения среднего налета на летное
происшествие Гл.п некоторых пассажирских самолетов по резуль-
татам эксплуатации в период 1968—1981 гг. В этот период безо-
пасность полетов этих самолетов была ниже достигнутой в послед-
ние годы.

Безопасность авиации общего назначения, куда входят деловые^
туристические, сельскохозяйственные и другие самолеты личного
пользования, характеризуется более низкими значениями Тл.п и
1кат, чем у магистральных самолетов. На личных самолетах еже-
годно происходит более тысячи катастроф и погибает около двух
тысяч человек, т. е. больше, чем от катастроф магистральных са-
молетов. К 1983 г. уровень безопасности полетов на самолетах
авиации общего назначения США оценивался значениями 7л.п-
= 11 000 ч и Гкгт = 63 000 ч.

Значения показателей безопасности военных самолетов, в силу
сложности их конструкции и более тяжелых режимов работы эле-
ментов основных систем, значительно ниже соответствующих пока-
зателей пассажирских и грузовых самолетов.

Средний налет на летное происшествие самолетов ВВС ФРГ
в 1958—1959 гг. из-за низкой безопасности самолетов Г-1040 со-
ставлял 7л.п = 2500 ч. Всего в летных происшествиях было потеряно*
около 200 самолетов Г-1046. За счет ограничения полетов этих
машин и внедрения ряда специальных мероприятий к 1971 г. уда-

Рис. 13.2. Изменение уровня без-
опасности военных самолетов
США:

1 — самолеты ВВС; 2 — сухопутные са-
молеты ВМС; 3 — истребители и штур-
мовики ВВС; 4 — палубные самолеты
ВМС; 5— палубные самолеты Корпуса
морской пехоты; 6 — самолеты АУ-8А

&
$
Тил, тыс. у

оценке показателя безопасности

Рис. 13.3. Оперативная характеристика I
безопасности полетов самолетов АУ-8А I
'Ж

Л

лось увеличить значение показа- 1
теля безопасности полетов само- I
летов ВВС ФРГ до Тл.п=7 700 ч 1
(1п1егау1а, № 7440).	1

Эффективность мероприятий	1

по повышению безопасности по-	I

летов наиболее наглядно прояв-	1

ляется в изменении значения	I

среднего налета на. летное про-	I

исшествие по годам военных са-	I

молетов США (рис. 13.2). По при-	I

нятой в США классификации при	I

боевых самолетов Тл.п учитыва-	I

ются только летные происшествия класса «А»: катастрофы, ава-	I

рии и поломки со стоимостью ремонта свыше 500 тыс. долл.	]

Самое низкое значение показателя безопасности самолетов ВВС |
было зафиксировано в 1943 г. при полетах над территорией США ]
и без учета боевых потерь (7’л.п=1575 ч). Современный парк са- I
молетов ВВС США в 1981 г. характеризовался цифрой Гл.п =
— 41 300 ч. Причем самолеты отдельных командований, входящих
в ВВС, имели уровень безопасности более высокий; учебно-трени- |
ровочная авиация 104 000 ч, национальная гвардия 59 000 ч, резерв '
143000 ч. Более низким уровнем безопасности, по сравнению со
средним по ВВС, характеризуются истребители и штурмовики. Для
них Гл.п = 20 400 ч.	|

Самолеты ВМС и Корпуса морской пехоты США в 1981 г. до- ]
стигли значения 7^=20 200 ч, хотя оно в два с лишним раза ниже,
чем в целом по ВВС. Только за два года (1980 и 1981 гг.) авиация
флота в 228 летных происшествиях потеряла 199 самолетов, по-
гибло 164 человека. Безопасность полетов палубных самолетов
значительно ниже, чем у самолетов ВМС, базирующихся на при-
брежные аэродромы. В 1981 г. у самолетов корабельного и назем-
ного базирования ВМС США Тл.п было равно, соответственно,
7 530 и 28 400 ч. При этом наименьшая безопасность полетов само-
летов корабельного базирования (Тл.п=3150 ч) была зафиксиро-
вана в Корпусе морской пехоты, эксплуатирующем самолеты
АУ-8А и А-4. Безопасность самолетов АУ-8А «Харриер» фирмы
Бритиш Аэроспейс, поставленных в 1971 г. Корпусу морской
пехоты США, можно характеризовать такими данными. За 11 лет
эксплуатации из 107 самолетов в летных происшествиях потеряно
36,5%. На рис. 13.3 представлена оперативная характеристика
безопасности полетов самолетов АУ-8А за эти годы. Такая низкая 1
безопасность вертикально взлетающих самолетов объясняется
(в 1981 г?-Гл.п= 1790 ч) технической сложностью их систем струй-
ного управления и силовой установки. Хотя ежегодный налет этих
•самолетов и приблизился к обычному для истребителей и штурмо-
242
виков США значению (200...250 ч), они продолжают оставаться
самыми опасными боевыми машинами.

Если двухместный палубный бомбадировщик Грумман А-6 от-
личается высокой безопасностью (Гл.п = 52 100 ч и при базировании
на авианосцах Глп=38 0600 ч), то эта же машина в варианте само-
лета радиопротиводействия ЕА-6В с увеличенным экипажем и
значительно усложненным оборудованием с низкой безотказностью
имеет и существенно более низкую безопасность: Гл.п = 4700 ч, а
при эксплуатации с авианосцев Тл.п = 3220 ч.

Резкое снижение безопасности самолета-штурмовика ВМС
ВОУТ А-7Е (в 1979 г. Тл.п=18 900 ч и в 1981 г. Тл,п = 7500 ч) выз-
вано ухудшением безотказности двигателей Алисон ТР41.

Мероприятия по повышению безопасности палубного перехват-
чика Грумман Е-14 дали свои плоды. Если в 1978 г. эти самолеты
имели Тл.п = 4500 ч, то в 1981 г. их Гл.п = 12 000 ч.

Безопасность самолетов Р-4 «Фантом», эксплуатируемых в
ВМС, почти такая же, как и в ВВС (Гл.п = 15 100 и 17 600 ч).

Наибольшей безопасностью в ВМС США отличается патруль-
ный самолет Локхид Р-3 нескольких модификаций с четырьмя
ТВД, разработанный на базе пассажирского самолета «Электра»..
В 1981 г. налет этих машин составил 15% общего налета авиации
ВМС при Гл.п=122 300 ч. Высокая безопасность характерна и для
учебно-тренировочных самолетов ВМС. Самолеты Т-34 в 1981 г.
налетали 127 159 ч без летных происшествий. В том же году у
самолетов Т-2 Тл.п = 88 800 ч и у самолетов Т-44 Тл.п = 43 800 ч.

Безопасность современных вертолетов не ниже, чем у боевых
самолетов. Вертолеты Белл Н-1, имевшие в 1981 г. по сравнению
с другими вертолетами ВМС и Корпуса морской пехоты наиболь-
ший налет, показали ^.„=19 600 ч. Еще большая безопасность у
вертолетов Боинг Н-2: 7’л.п=43 000 ч.

В табл. 13.2 приведены значения показателя безопасности
военных самолетов США (истребителей сотой серии по данным

Таблица 13.2

Обозначение	Гл.п’ 4	Обозначение	Сп.и’ 4
			
Р-100	42 000	А-7	20 300
Р-101	41 700	ЕА-6В	4700
Р-102	15 650	ЕА-6В палубные	3220
Р-104	12 900	Р-3	122 300
Р-105	22 650	Т-2	88 800
Р-106	11 900	Т-44	43 772
Р-111	52 200	Вертолет Н-1	19 600
Р-4 и РР-4 .	17 600	Вертолет Н-2	43 000
Р-4 палубные	15 100	Р-14	12 000
А-4 и ТА-4	20 300	Р-15	26 300
А-4 палубные	10 000	Р-16	11 000
А-6	52 100	Р/А-18	1400
А-6 палубные	38 600	А-10	34 600;
А-7Е палубные	7 840	АУ-8А	1790
1972 г., РН§Д1, № 3307; остальные по данным за 1931 г., Ау1аНоп
ХУеек апд 8рас^ ТесЬпо1о^у, 1982, 22.03., У.166, №12, р. 73—75).

В 1981 г. зафиксировано следующее распределение причин лет-
ных происшествий военных самолетов США: ошибки экипажа 40%,
отказ техники 32% и ошибки обслуживающего персонала 18%.
* В 1980 г. ошибки экипажа составляли 56% всех летных происшест-
вий.

При ежегодном общем налете самолетов ВВС более 3 млн. ч
средний налет на летное происшествие при заправке топливом в
полете составляет более Тл п = 100 000 ч (Е1уш§ 8а1е1у, 1982, У.38,
№2, р. 12—14).

13.3.	ОСНОВНЫЕ ПРИЧИНЫ ЛЕТНЫХ ПРОИСШЕСТВИЙ
СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

Анализ причин катастроф, аварий и поломок самолетов
позволяет выявлять основные недостатки конструирования, изго-
товления и эксплуатации авиационной техники с целью разработки
мероприятий по повышению ее безопасности.

Более надежная конструкция самолетов и более совершенная
система организации воздушного движения обеспечивают повышен-
ный уровень безопасности полетов. Так, реактивные пассажирские
самолеты, выполняющие 95% всего объема регулярных авиапере-
возок в мире, терпят меньшее число катастроф, чем самолеты с
ТВД и ПД, выполняющие только 5% объема регулярных авиапере-
возок. Как для пассажирских, так и для военных самолетов пример-
но 60% летных происшествий вызываются ошибками экипажа,
10...20% —отказами жизненно важных систем самолета, 10...15% —
ошибками персонала, обслуживающего полеты, и остальная часть
летных происшествий связана с попаданием самолетов в нерасчет-
ные метеоусловия, столкновения с птицами и незаконными вмеша-
тельствами.

: Из этих данных следует, что более половины летных происшест-
вий вызывается ненадежностью человека как элемента в сложной
системе авиационного комплекса. Ошибки людей, эксплуатирующих
самолеты, распределяются следующим образом: низкая профес-
сиональная подготовка — 47%, ошибка визуального восприятия) —
17%, ошибка в технике пилотирования — 21%, неправильно при-
нятое решение — 5%, неправильная эксплуатация техники — 6%,
прочие — 4 %.

Для конструктора самолета наибольший интерес представляют
те причины летных происшествий, которые вызваны конструктивно-
производственными недостатками агрегатов и систем. Только на
широкофюзеляжных пассажирских самолетах с начала их эксплуа-
тации из-за отказов систем произошло более 400 летных проис-
шествий. Отказы двигателей, в том числе и пожар на различных
этапах полета, занимают первое место. Затем следуют отказы агре-
гатов и деталей шасси: разрушение колес, авиашин, стоек и ство-
рок, невыход носовой опоры на посадке и др. Далее идут отказы
систем управления, навигации, кондиционирования, электроэнерго-
снабжения и разрушения элементов планера: отрыв секции зак-
рылков, отрыв кронштейна руля направления, отрыв части руля
высоты, разгерметизация. В 1982 г. в США во время учебного по-
лета самолета В-707 при разгерметизации салона вследствие раз-
рушения остекления курсант-бортинженер был выброшен за борт.

Катастрофа самолета ЭС-10 при взлете в аэропорту Чикаго в
1979 г. произошла из-за отказа системы управления полетом после
обрыва левого двигателя. Погибли 271 человек на борту и 2 чело-
века на земле. Первопричиной этой катастрофы явилось поврежде-
ние пилона левого двигателя при техническом обслуживании (не-
правильная затяжка болтов, вызвавшая изгибные напряжения
узлов и их усталостное разрушение). Непосредственной причиной
катастрофы явилась самопроизвольная уборка шести секций пред-
крылков внешней части левой консоли и отказ двух систем сигна-
лизации в кабине, вызванные повреждением гидросистем и систе-
мы управления при отделении левого двигателя с пилоном от
крыла. После отказов системы сигнализации о несоответствии
между положением предкрылков и ручки управления ими и систе-
мы вибраторов штурвальной колонки пилоты не смогли распознать
и предотвратить сваливание и гибель самолета. На этом примере
наглядно видно влияние каскада отказов на формирование ката-
строфической ситуации.

Самая тяжелая катастрофа в истории гражданской авиации
произошла вследствие ошибок пилотов и диспетчера, когда два
самолета В-747 столкнулись на взлетной полосе аэропорта Тене-
рифе на Канарских островах в 1977 г. Погибло 560 человек.

Причиной большинства катастроф самолетов сельскохозяйст-
венной авиации США является столкновение с проводами и опо-
рами линий электропередач. Ежегодно погибает более 20 пилотов
и теряется при катастрофах и авариях более ста машин.

13.4.	КОНСТРУКТИВНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ
БЕЗОПАСНОСТИ САМОЛЕТОВ

Они направлены прежде всего на повышение безотказ-
ности жизненно важных систем самолета путем введения резерви-
рования и увеличения долговечности ответственных узлов. Другое
направление этих мероприятий связано с конструктивным обеспе-
чением более безотказной работы людей, эксплуатирующих само-
леты, средства управления воздушным движением и машины на-
земного обслуживания.

На примере систем управления тяжелых самолетов можно по-
казать, что поверхности рулей, элеронов и интерцепторов делятся
на секции. По каналу тангажа самолет управляется четырьмя
секциями рулей высоты и изменением угла установки стабилиза-
тора. Даже при отказе всех секций рулей высоты в полностью
отклоненном положении управление стабилизатором обеспечивает

245
благополучное завершение полета. Применяется четырежды резер-
вированная электродистанционная система с электрической про-
водкой управления приводами или дублированная механическая
проводка, разнесенная по правому и левому бортам фюзеляжа.
Пост управления левого пилота соединяется левой проводкой с
• бустерами левых секций руля высоты. Пост управления правого
пилота правой проводкой соединяется с бустерами 'секций руля
высоты. Аналогично дублирована проводка управления приводами
левого и правого элеронов. Руль направления также делится на две
секции, которые имеют самостоятельные приводы.

Бустеры поверхностей управления питаются от четырех или трех
независимых гидравлических систем. Бустеры симметрично распо-
ложенных относительно продольной оси самолета интерцепторов
питаются от одной какой-либо гидросистемы. В этом случае при
отказе одной гидросистемы отключается пара симметрично распо-
ложенных интерцепторов или тормозных щитков. Каждый элерон
и секция руля направления приводятся двумя или тремя бустерами,
питаемыми от различных гидросистем, или спаренными тандемны-
ми бустерами, питаемыми от двух различных гидросистем из
четырех. Каждая секция руля высоты приводится или двумя бусте-
рами или спаренным тандемным бустером, питаемыми от различ-
ным гидросистем с соблюдением принципа симметрии относительно»
продольной оси самолета. Отклонение стабилизатора обеспечи-
вается двумя независимыми гидроприводами" (гидромоторами),
которые питаются от двух различных гидросистем. Сигналы на
гидроприводы управления стабилизатором подаются по двум неза-
висимым электрическим цепям. Привод предкрылков и закрылков
обеспечивается минимально от двух различных гидросистем. Гидро-
приводы уборки и выпуска опор шасси и тормозов колес также
дублируются с выполнением принципа симметричности.

Структура и кратность резервирования систем, обеспечивающих
безопасность самолета, определяются требуемым значением веро-
ятности катастрофической ситуации и фактическими значениями
показателя безотказности элементов и агрегатов. Требуемая без-
опасность должна обеспечиваться при вероятных комбинациях ава-
рийных отказов и разрушений. Например, управляемость самолета
должна обеспечиваться при выходе из строя всех двигателей и двух
гидросистем. Большая часть конструктивных мероприятий по повы-
шению безопасности современных самолетов разрабатывается на
основе результатов НИР и ОКР, а также с учетом рекомендаций
комиссий по расследованию причин летных происшествий. В неко-
торых случаях, когда на всем парке эксплуатируемых самолетов*
данного типа выявляется недостаток, угрожающий безопасности,
полеты на этих самолетах временно прекращаются до реализации
конструктивного мероприятия по повышению их безопасности в
форме доработки всех самолетов в строю по техническому бюлле-
теню. ” **

Изучение случаев аварийного приземления пассажирских са-
молетов за последние десять лет показало, что выживаемость пас-
246
\ - - ------------- -----. - __ ___

к	-			-

\

!>
сажиров можно значительно повысить, увеличив расчетные на-
грузки при конструировании пассажирских кресел, узлов крепления
к ним привязных ремней, рельсов пола, потолочных панелей,
багажных полок и блоков индивидуального обслуживания пасса-
жиров. \

За последние десять лет ежегодно около 30 пассажирских са-
молетов различных стран мира захватываются террористами с
применением оружия и взрывчатых веществ. В 1982 г. взрывом
бомбы под сидением в салоне самолета В-747 в полете был убит
один пассажир. Поэтому разработка более совершенных конструк-
ций систем защиты экипажа и контроля ручной клади и пассажи-
ров будет способствовать повышению безопасности полетов граж-
данских самолетов.

Важным направлением конструктивных мероприятий по повы-
шению безопасности самолетов является применение новых ма-
териалов. В интерьере салона пассажирских самолетов не должны
использоваться материалы, которые при горении выделяют сильно
действующие ядовитые вещества. Например, полиамидный пено-
пласт не обугливается и не разрушается до температуры 420°С. Он
хорошо препятствует распространению пламени. По сравнению с
, полиуретаном, используемым для подушек самолетных кресел,
полиамидный пенопласт вдвое легче и позволяет увеличить допус-
тимое время эвакуации пассажиров при пожаре в самолете с 2 до
5 мин. Новые алюминиевые сплавы, обладающие повышенной вяз-
костью, обеспечивают создание безопасно повреждаемых конструк-
ций агрегатов самолетов с повышенным ресурсом.

Конструктивные мероприятия по обеспечению надежного элек-
трического контакта между агрегатами самолета и поверхностями
управления, а также использование металлических лент на наруж-
ных поверхностях агрегатов, выполненных из неметаллических и
композиционных материалов, повышают безопасность при пораже-
- нии самолета грозовым разрядом.

13.5.	ВЫБОР ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ ПО КРИТЕРИЮ
БЕЗОПАСНОСТИ

Рассматривая силовую установку как одну из -десяти
основных функциональных систем самолета, вероятность ее без-
аварийной работы Рс.у можно представить как произведение двух
вероятностей

Рс.у (т)=Р№ (т) -Рсис (г),	(13.1)

где Рдв(т) —вероятность безаварийной работы двигателей;
Рейс (г)—вероятность безаварийной работы систем силовой уста-
новки самолета.

Вероятность Рдв(т) существенно зависит от числа двигателей.
Для оценки Рдв(т) удобно применить следующую теоретико-веро-
ятностную схему. Будем рассматривать силовую установку само-
лета, состоящей из п исправных двигателей. Для безопасного взле-
та и посадки необходима безотказная работа только т двигате-

247
лей, а остальные п—т двигателей являются резервирующими (го-
рячий резерв). *	/

В случае отказа любого двигателя остальные обеспечивают
нормальное функционирование силовой установки для безопасного
полета и посадки самолета. Силовая установка обеспечивает безо-
пасность, пока в работоспособном состоянии находятся любые т
двигателей из п. Следовательно, отказ силовой установки как ре-
зервированной системы произойдет тогда, когда откажут п—
двигателей.

Критерием безопасной работы системы двигателей является ве-
роятность того, что за время выполнения задания т число отказав-
ших двигателей будет меньше, чем п—т+1.

Математическая модель рассматриваемой схемы позволяет
учесть изменение суммарной интенсивности отказов резервирован-
ной системы в процессе отказов двигателей. Когда все двигатели
исправны, система находится в нулевом состоянии. По мере воз-
никновения отказов система проходит ряд дискретных состояний,
номера которых равны числу отказавших двигателей. В момент,
когда происходит отказ (п—т+1)-го двигателя, число оставших-
ся работоспособных двигателей становится меньше предельно до-
пустимого по располагаемой тяге, система не может выполнять
свои функции и ее суммарная интенсивность отказов в этом состо-
янии Хи—"~= 0.

Обозначим через <7д(т) вероятность того, что система двигате-
лей в момент времени т находится в состоянии к. Тогда

(т) =Оцв(т) есть вероятность того, что в системе число отка-
завших двигателей достигло п—т+1, т. е. вероятность аварийного
отказа двигателей самолета за время т. При небольшом числе дви-
гателей на самолете и их относительно высокой безотказности вос-
пользуемся приближенной формулой, вывод которой принадлежит
А. Д. Соловьеву

Як (“О —	А*—Г^/^»	(13.2)

причем относительная ошибка этой приближенной формулы не
превосходит величины	й =	!)•

Рассмотрим в качестве примера самолет с тремя двигателями,
т. е. п=3. Тяговооруженность самолета выбрана такой, что для
обеспечения безопасности на взлете необходима безотказная рабо-
та двух двигателей, т. е. т — 2. Условно принимаем, что безотказ-
ность одного двигателя в полете оценивается средним налетом на
отказ Т=50 000 ч, т = 2,5 ч.

Выпишем значения суммарной интенсивности отказа системы.
в различных состояниях, учитывая, что Х= 1/Т

Хх=(п- 1)/Г;

(13.3)

/п+1— ^2 — О’

Подставив наши значения, получим Л-о—0,00006
= 0,00004 ч-1; Х2 = 0.
-

Таблица 13.3

1  Количество \ двигателей \ \	п—т= 1		п—т=2	
	Т=50 000  Т=2,5 ч	7=5000  Т=10 ч	7 = 50 000 т=2,5 ч	7=5000  Т=10 ч
V  1	0,945	0,928		
2	0,9875	0,956		
3	0,9825	О',9488	0,912875	0,982
4	0,9785	0,9476	Э 0,9125	0,9768
5	0,9775	0,946	0,9и875	0,972
6	0,97625	0,943	0,9п75	0,9684

Вероятность отказа системы по (13.2) Фдв(т) =7,5-10~9. Иско-
мая вероятность безопасной работы системы двигателей на само-
лете РдьМ = 0,9825.

Аналогично можно оценить безопасность системы двигателей
при различном их числе, среднем налете на отказ и заданном вре-
мени полета. Для предварительных оценок на этапе проектирова-
ния самолета вполне допустимо принять независимость безотказ-
ности двигателя от его тяги.

В табл. 13.3 представлены значения вероятности безопасной
работы системы двигателей Рдв(т) для случаев, когда выбран-
ное значение стартовой тяговооруженности самолета предусмат-
ривает допустимость отказа одного (п—т=1) и двух (п—т = 2)
двигателей при различных значениях Т и т.

Наиболее резкое повышение безопасности самолета происходит
при изменении числа двигателей от одного до двух при допустимо-
сти отказа одного из них. Так, если при однодвигательном самоле-
те, двигатель которого обеспечивает значение Т — 50 000 ч для т =
= 2,5 ч получим Рдв(2,5) = 1—2,5/50 000 = 0,945, то при двухдвига-
тельном самолете с двигателями такой же безотказности
Рдв (2,5) =0,9875.

По мере увеличения числа двигателей больше двух при допус-
тимости отказа одного из них значение вероятности безопасной ра-
боты Рдв(т) снижается, так как растет суммарная интенсивность
отказа всех двигателей за счет
увеличения их числа (рис. 13.4).
Допустимость отказа двух двига-
телей при одном и том же общем
их числе по сравнению с вариан-
тами, при которых допустим от-
каз тЪлъко одного двигателя, при-
водит к значительному повыше- 0,99995
нию значения Рдв(т) за счет уве-
личения кратности резервирова-
ния системы.

Рис. 13.4. Зависимость вероятности без- 09999$
опасной работы системы двигателей са-
молета от их числа

249
Однако при этом неизбежно увеличивается масса силовой ус-
тановки. *	/	1

Высокие значения вероятности безопасной работы системы дви-
гателей в табл. 13.3 обычны и необходимы для удовлетворения со-
временных требований к безопасности самолетов. Значения Рдв(т)
для однодвигательного самолета в таблице приведены для сравне-
ния. Применена также широко использующая сокращенная фор-
ма записи вероятности безотказной работы высоконадежных эле-
ментов, например, 0,9875=0,999 999 997 5.

Безотказность систем силовой установки, обеспечивающих рабо-
ту двигателей, включая и топливную систему, рассчитывается са-
мостоятельно и учитывается при оценке вероятности безопасной
работы силовой установки в целом по формуле (13.1).

Значительное снижение тяги современных ТРДД с большой
степенью двухконтурности с увеличением скорости полета самоле-
та приводит к необходимости выбора более высокой стартовой тя-
говооруженности по сравнению с ТРД старых образцов, независи-
мо от числа двигателей.

Переход от трехдвигательной схемы к схеме с двумя двигате-
лями может не потребовать существенного увеличения стартовой
тяговооруженности, но при этом снижается расход топлива и по-
вышается (см. рис. 13.4) вероятность безопасной работы силовой
установки.

13.6.	РОЛЬ ЭКИПАЖА В ОБЕСПЕЧЕНИИ БЕЗОПАСНОСТИ
ПОЛЕТОВ

Статистика летных происшествий как пассажирских, так
и военных самолетов наглядно демонстрирует исключительно важ-
ную роль «отказа» человеческого звена в обеспечении безопасно-
сти функционирующих авиационных систем различного назначе-
ния. Проводится большая работа в различных направлениях по
повышению надежности человека, особенно пилотов и диспетчеров.
Успешно развиваются авиационная эргономика и авиационная ме-
дицина. Совершенствуются методы и средства профессиональной
подготовки летного и наземного персонала гражданской и военной
авиации.

Рис. 13.5. Зависимость безопасного расстояния
до препятствия от скорости самолета при по-
следовательных этапах ответной реакции пило-
та на изменение воздушной обстановки:

1 — перевод взгляда от воздушной обстановки на при-
боры; 2 — от приборов к воздушной обстановке; 3 —
восприятие; 4 — принятие решения; 5 — ответная реак-
ция
При разработке нового самолета конструктор всегда должен
помнить о людях, которые будут эксплуатировать его детище, и
приспособить самолет для успешной эксплуатации. Девизом кон-
структора самолета должен стать: постоянный поиск причин, по
которым эксплуатирующий персонал не предотвратил летное про-
исшествие или предпосылку к нему, и разработка мероприятий,
исключающих эти причины.

При конструировании пультов кабины экипажа и органов уп-
равления основными системами самолета необходимо учитывать
возможные ошибки пилотов и техников, обслуживающих самолет
на земле:

неточное выполнение необходимого действия;

невыполнение необходимого действия или пропуск;

нарушение последовательности необходимых действий;
выполнение ненужного действия или постороннего действия.

Правильный учет характеристик взаимодействия человека с
машинной по схеме восприятие — решение — реакция позволяет
разработать реальную модель каждого члена экипажа. На рис. 13.5
показано изменение расстояния, пролетаемого самолетом за время,
необходимое пилоту для выполнения последовательных этапов от-
ветной реакции на изменение воздушной обстановки, включая дей-
ствие органами управления для обеспечения высоты пролета над
возникшим препятствием 15 м. При скорости самолета 900 км/ч
безопасное расстояние до препятствия должно быть не менее 2 км.

13.7.	БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ

Помимо обеспечения высокой безотказности систем са-
молета, влияющих на безопасность, применяются специальные сис-
темы и устройства, используемые при возникновении особых ситу-
аций и реальной угрозе безопасности самолета.

К бортовым средствам обеспечения безопасности полетов отно-
сятся:

устройства предупреждения экипажа о выходе самолета на пре-
дельные или близкие к ним режимы полета, об отказах систем, о
пожаре и т. д.;

системы парирования опасных ситуаций, например, приведения
самолета к горизонтальному полету, отключения автопилота при
его отказе, увода самолета на безопасную высоту при отказе авто-
матической системы следования рельефу местности, перевода ин-
терцепторов в убранное положение при их отказе, переключения
питания важнейших потребителей от аккумуляторных батарей при
отключении генераторов постоянного тока, включения резервных
и аварийных систем при отказе основных и автоматические систе-
мы пожаротушения.

Безотказность срабатывания аварийных и переключающих сис-
тем должна быть выше, чем у нормально функционирующих сис-
тем самолета.
Для повышения безопасности полетов на борту самолетов уста-
навливается ряд дополнительных систем. Например, система пре-
дупреждения о близости наземных препятствий на магистральных
пассажирских самолетах. На самолете А-300 используется полно-
стью автоматическая система защиты, устанавливающая макси-
мально допустимую тягу двигателей, когда угол атаки превышает
предельно безопасный или при попадании самолета в зону со сдви-
гом ветра.

С увеличением числа контролируемых параметров возрастает
загрузка членов экипажа. Проблема решается заменой стрелочных
приборов цифровыми указателями и световыми индикаторами.
При нормальном полете на пультах кабины экипажа световые ин-
дикаторы не должны светиться. Они загораются только при
возникновении особой ситуации. Наиболее ответственная информа-
ция экипажу в аварийной ситуации выдается в форме речевой
команды, записанной на магнитную ленту. По эффективности воз-
действия и времени реакции пилота речевой сигнал стоит на пер-
вом месте, затем следует световое табло и потом стрелочный ин-
дикатор.

Выживанию пассажиров и членов экипажа в аварийной ситу-
ации способствуют индивидуальные кислородные приборы с проти-
водымными масками и бортовые средства аварийного покидания
самолета.

Бортовые аварийные самописцы косвенно повышают безопас-
ность полетов самолетов, сохраняя исключительно ценную инфор-
мацию о параметрах полета, работоспособности важнейших сис-
тем и действиях экипажа непосредственно перед моментом возник-
новения особой ситуации. Запись параметров выполняется на фер-
ромагнитной или стальной ленте. Например, в магнитной системе
регистрации параметров МСРП-64 фиксируются 64 параметра. За-
пись параметров ведется в течение всего полета. Носитель инфор-
мации располагается в ярко-оранжевом или ярко-желтом контей-
нере, защищающим ленту от воздействия больших перегрузок
при ударе, высокой температуры и пламени, воды и агрессивных
жидкостей. На верхней поверхности контейнера устанавливается
отражатель для облегчения его поиска под водой. На корпусе кон-
тейнера монтируется акустический маяк. Прочтение записи ава-
рийного самописца возможно на наземном декодирующем устрой-
стве.

13.8.	НАЗЕМНЫЕ СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ

Основная роль в обеспечении безопасности полетов при-
надлежит наземным средствам управления воздушным движением
(УВД). Эксплуатируемые в настоящее время системы последова-
тельно запрашивают высоту и бортовой номер всех самолетов в
зоне видимости РЛС. При малых интервалах горизонтального
эшелонирования самолетов в сильно загруженных аэропортах это
приводит к искажению ответов или наложению одного на другой.
Перспективные автоматизированные системы УВД обеспечивают
дискретную адресацию запросов и высокую точность определения
азимута и дальности самолета. Каждый самолет получает адресо-
ванный ему запрос, а наземная система принимает защищенные от
помех ответы.

Дальнейшее совершенствование наземных средств УВД по по-
вышению безопасности полетов связано с внедрением системы
предупреждения диспетчера и экипажа о минимальной безопасной
высоте полета самолета. На основе хранящейся в памяти ЭВМ
карты земной поверхности, учитывающей все естественные и искус-
ственные препятствия по маршруту самолета, система выдает
предупреждающий сигнал, если текущие параметры полета само-
лета дают основание ожидать, что на ближайшем этапе полета вы-
сота будет меньше безопасной. Наземные средства обеспечения
автоматизированной посадки в сложных метеусловиях и аналогич-
ные средства обеспечения посадки палубных самолетов служат по-
вышению безопасности полетов.

Аэродромные тормозные системы, задерживающие устройства
и песчаные ловушки, обеспечивают безопасность в особых ситуа-
циях, связанных с прерыванием взлета, пролетом начала ВПП, об-
леденением полосы и отказом тормозных устройств самолета.

Повышению безопасности полетов способствуют наземные
средства контроля уровня профессиональной подготовки летного
и обслуживающего персонала (тренажеры и стенды), медицинские
средства контроля состояния здоровья всех людей, допускаемых к
работе с авиационной техникой. Следует также отметить важное
значение средств отпугивания птиц и животных в зоне аэродрома.

Метеостанции аэропортов и аэродромов оборудуются усовер-
шенствованными средствами прогнозирования изменения метеоус-
ловий. Для своевременного обнаружения возникновения в зоне
аэропорта области со сдвигом ветра устанавливаются специальные
датчики.

13.9.	БЕЗОПАСНОСТЬ ПРИ ТЕХНИЧЕСКОМ ОБСЛУЖИВАНИИ
САМОЛЕТОВ

Случаи катапультирования техников при обслуживании
самолетов, засасывания людей в воздухозаборники работающих
двигателей, падения техников с высоко расположенных поверхно-
стей самолетов, случайного попадания людей в зоны интенсивного
облучения РЛС и другие виды травмирования технического персо-
нал^свидетельствуют о необходимости последовательного и стро-
гого выполнения правил техники безопасности при техническом
обслуживании самолетов. Не менее важно предусмотреть макси-
мальную безопасность технического персонала при разработке
конструкции нового самолета и инструкции по его эксплуатации.

Особое внимание следует обращать на возможные причины воз-
никновения пожара самолета на земле при техническом обслужи-

253
вании. Это может быть короткое замыкание бортовых проводов-
или разбившейся лампы-переноски, подтекание топлива при про-
гонке двигателя или нарушение правил обращения с огнем в тех-
нической зоне. Совершенствование противопожарных средств, ис-
пользуемых в ангарах и на стоянках, повышает безопасность при
техническом обслуживании самолетов.

13.10.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Безопасность такой сложной системы как самолет обеспечивается
постоянной напряженной и слаженной работой исследовательских, конструктор-
ских, производственных и эксплуатирующих организаций. Разработанные методы^
теории надежности позволяют на этапе проектирования выполнить расчеты без-
опасной работы важнейших систем самолета и определить рациональную крат-
ность резервирования и их структуру. Помимо уточнения вероятностных расчетов
безопасности нового самолета на основных этапах его создания проводится оцен-
ка безопасности по результатам стендовых имитационных и летных эксплуатаци-
онных испытаний.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ И ЗАДАНИЯ

1.	Чем безопасность самолета отличается от его безотказности?

2.	Каковы необходимые и достаточные признаки летного происшествия, ава-
рии, катастрофы?

3.	Обоснуйте количественно, на каком самолете безопаснее совершить полет
из города А в город Б, если пассажир может купить билёт на один из трех са-
молетов со следующими параметрами: дозвуковой самолет, его Тл.п=200 000 ч>
время полета т=8 ч; околозвуковой самолет, 7'л.п=140 000 ч, т=7 ч; сверхзву-
ковой самолет, Тл.п — 100 000 ч, т=3 ч?

4.	При условии обеспечения управляемого полета с одним отказавшим дви-
гателем и прочих равных условиях, какой самолет безопаснее: двухдвигательный
или трехдвигательный и почему?
Г Л А В А 14

ЖИВУЧЕСТЬ САМОЛЕТА

14.1.	ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ. ПОКАЗАТЕЛИ
ВАЖНЕЙШИХ СВОЙСТВ

Живучесть самолета -как свойство сохранять работо-
способность при воздействии поражающих средств и нерасчетных
условий эксплуатации зависит от поражаемое™ и уязвимо-
сти.

Поражаемость —свойство самолета, определяющее воз-
можность воздействия на него поражающих средств и нерасчетных
условий эксплуатации.

Количественно поражаемость оценивается вероятностью воз-
действия на самолет поражающих средств и нерасчетных условий
эксплуатации — Фвозд-

Уязвимость — свойство самолета, определяемое нарушени-
ем работоспособности после воздействия на него поражающих
средств и нерасчетных условий эксплуатации.

Количественно уязвимость оценивается вероятностью наруше-
ния работоспособности самолета после воздействия на него пора-
ражающих средств и нерасчетных условий эксплуатации — фуяз. /

Степень нарушения работоспособности самолета после воздей-
ствия на него поражающих средств может количественно изме-
ряться и временем, в течение которого самолет может совершать
управляемый полет. Например, возможные разрушения делятся
на четыре категории. Первая категория разрушения — управля-
емый полет прекращается через 2 с после момента воздействия по-
ражающих средств. Вторая категория разрушения — через 15 с
после поражения. Третья категория разрушения — через 5 мин по-
сле поражения. Четвертая категория разрушения —через 30 мин /
после поражения.

Взаимосвязь свойств и факторов, определяющих живучесть са- /
молета, представлена схемой (рис. 14.1).	/

Поражаемость самолета в значительной степени зависит от его/
ЛТХ. Если они обеспечивают эксплуатацию самолета ночью и в
плохих метеоусловиях, на предельно малых высотах, на больших
скоростях, то поражаемость самолета резко снизится. Для этого
комплекс (Оборудования самолета должен включать радиолокаци-
онные системы навигации и следования рельефу местности, а так-
же систему посадки по приборам. Возможность полета со сверх-
звуковой скоростью на малой высоте существенно снижает пора-
жаемость самолета, но требует дополнительных затрат массы кон-
струкции. Маневренные свойства самолета также оказывают вли-
Живучесть самолета

Поражаемость
самолета

Уязвимость
самолета

Обеспечение эксплуатации:
ночью и в плохих метеоусло-
виях;

немалых высотах;

с большими скоростями

Воздействие
вертикальных
потоков атмосферы

Защита топливной
системы

Воздействие грозовых
разрядов

бронирование

Тактика применения:
группами;

с ложными целями ;

с радиомолчанием

Маневренность

Воздействие
разрушившихся
элементов
конструкции

Резервирование и про-
странственное разоб-
щение агрегатов и
систем

Огневое противодействие

Резервирование
силовых элементов
агрегатов планера

Постановка помех

Защита на земле
от воздействия
поражающих средств

Контрастность самолета:
радио-,тепловая, шумовая
и визуальная

Рис. 14.1. Схема взаимосвязи факторов, определяющих живучесть самолета

яние на его поражаемость. Маневрирование при ведении воздуш-
ного боя истребителем, так же как противозенитный маневр и ма-
неврирование в складках местности, позволяют избежать прицель-
ного поражения. Активная оборона самолета в виде огневого про-
тиводействия и постановки помех значительно снижает его пора-
жаемость.

Важнейшими свойствами самолета, влияющими на его поража-
емость, являются, радиоконтрастность, тепловая, шумовая и ви-
зуальная контрастности. Снижению радиоконтрастности способст-
вуют: плавные сочетания обводов крыла и фюзеляжа (интеграль-
ная схема), отсутствие сочетания элементов конструкции в виде
уголковых отражателей, изготовление носков и хвостовых частей
крыла и оперения с острыми кромками из радиопрозрачных мате-
риалов, радиопоглощающие покрытия. Установка ТРДД с высокой
степенью двухконтурности и их экранизация соответствующим рас-
положением относительно крыла и оперения обеспечивают низкукт
тепловую и звуковую контрастности самолета. Снижению шумовой
контрастности самолета также способствует весь арсенал конст-
рукторских решений, используемый для снижения шума на мест-
ности от пассажирских самолетов. Снижение визуальной контраст-
ности обеспечивается уменьшением размеров самолета и примене-
нием соответствующего комуфляжа.

Поражаемость зависит и от тактики применения боевых само-
летов. К числу тактических приемов, снижающих вероятность воз-
действия на самолет поражающих средств, можно отнести группо-
вой прорыв зоны ПВО, одновременный запуск радиоконтрастных
ложных целей, полет к цели с многократным изменением маршру-
та и с радиомолчанием.

Поражаемость как боевого, так и пассажирского самолетов оп-
ределяется воздействием нерасчетных вертикальных потоков в ат-
мосфере, воздействием грозовых разрядов и разрушившихся эле-
ментов конструкции. Чем больше удельная нагрузка на крыло и
чем больше стреловидность крыла, тем меньше вероятность пора-
жающего воздействия вертикальных потоков, образующихся на
границе двух атмосферных фронтов. Соответствующий выбор ре-
жимов полета может снизить поражаемость грозовым разрядом.
Уменьшение вероятности таких отказов как внезапная разгермети-
зация салона пассажирского самолета, усталостное разрушение си-
лового элемента конструкции, обрыв лопатки ротора двигателя,
разрушение колеса шасси на разбеге и т. п. снижает и вероятность
воздействия на самолет поражающих факторов и нерасчетных ус-
ловий эксплуатации, вызванных такими отказами.

Уязвимость самолета характеризует степень его повреждения
после воздействия поражающих средств и зависит от защищенно-
сти конструкции. Уязвимость можно уменьшить конструктивными
мероприятиями по сохранению работоспособности важнейших сис-
тем самолета после воздействия на него поражающих средств и
нерасчетных условий эксплуатации. К числу таких мероприятий
относятся: защита топливной системы от взрыва, воспламенения и
выплеска топлива; бронирование кабины экипажа и важнейших
гатов планера самолета, отличающейся статической неопредели-
лей, поверхностей управления, силовых приводов и проводки уп-
равления; разработка безопасноповреждаемой конструкции агре-
гатов планера саемолета, отличающейся статической неопредели-
мостью, т. е. резервированием путей передачи сил и мо-
ментов.

Уязвимость самолета зависит также от степени его защиты от
воздействия поражающих средств в местах базирования. Органи-
зация защиты самолетов на аэродромах имеет первостепенное зна-
чение для обеспечения выживаемости авиационной техники в бое-
вых условиях. Опыт последних локальных войн и, в частности, анг-
ло-аргентинского конфликта из-за Фолклендских островов пока-
зал, что большая часть потерянных самолетов и вертолетов с обе-
их сторон была поражена на аэродромах и авианосных кораблях.
Защищенность самолетов на аэродромах и кораблях в современ-
ных условиях в значительной мере определяет их боевую живу-
честь и эффективность.

Количественный показатель живучести самолета, используемый
в качествечйножителя при оценке эффективности самолетного
комплекса, может быть представлен в форме вероятности сохране-
ния живучести следующей формулой:

^ЖИВ 1 Фвозд’Фуяз’

(14.1)
Рис. 14.2. Схема авиационного комплекса

Здесь-событие сохранения живучести самолета рассматривается
как состоящее из двух последовательных событий: воздействия на
самолет поражающих средств и нарушения работоспособности са-
молета в результате этого воздействия. Для проектируемого само-
лета значение Ржив может быть определено на основе имитацион-
ного моделирования условий воздействия на самолет поражающих
средств и нерасчетных режимов эксплуатации, определяющих его
поражаемость, а также с учетом особенностей конструкции само-
лета, определяющих его уязвимость.

Согласно материалам иностранной печати живучесть самолета
следует рассматривать на модели функционирования авиационного
комплекса. Обстановка, с учетом которой происходит функциониро-
вание, находит отражение в заданиях, которые являются необходи-
мой составной частью модели. Взаимосвязь необходимых для функ-
ционирования составных частей комплекса представлена следую-
щей схемой (рис. 14.2).

Информационный центр, получая задания и отслеживая состоя-
ние летных подразделений и наземного обеспечения, выдает реко-
мендации руководству полетами. Руководство полетами на базе
рекомендаций информационного центра обеспечивает оптимальное
функционирование комплекса. При этом первостепенное значение
имеют линии связи руководства полетами с исполнительной частью
комплекса и с наземным обеспечением. Самолеты, как исполни-
тельная часть БАК, смогут эффективно выполнять задания только
при сохранении работоспособности всех его частей. Следовательно,
высокая эффективность самолета может быть достигнута при обес-
печении живучести авиационного комплекса.

Живучестью авиационного комплекса называется его свойства
продолжать функционировать при поражающем воздействии на его
составные части.

Конструкция самолета должна обеспечить достаточно эффек-
тивное выполнение задания при потере экипажем связи с
руководителем полетов из-за глушения радиопередач. Поражение,
и вывод из -строя наземных систем наведения и обеспечения посад-
ки не должен приводить к полной отмене полетов. Конструкция са-
молета и его взлетно-посадочных устройств должны быть приспо-
соблены к нерасчетным условиям взлета и посадки на частично

I
разрушенные ВПП. Все конструктивные мероприятия, которые
обеспечивают сохранение работоспособности составных частей и
функциональных связей элементов авиационного комплекса при
воздействии поражающих средств, направлены на повышение его
живучести.

История борьбы за живучесть самолета началась с создания
первых боевых машин. Еще в Первую мировую войну начали бро-
нировать некоторые самолеты. Первые бронеспинки на советских
истребителях И-16 устанавливались в Испании во время Граждан-
ской войны. Создание бронированного с высокой боевой живуче-
стью штурмовика Ил-2 точно отвечало методам ведения операций
и уровню вооружений 40-х годов. Высокая боевая живучесть обес-
печивала ему возможность наносить точные удары по подвижным
малоразмерным наземным целям с малых высот. Самолет Ил-2
признан самым эффективным боевым самолетом Второй мировой
войны.

Реактивная авиация, вооруженная управляемыми ракетами
большой разрушительной силы, создала иллюзию их всесильности
и бессмысленности защиты от них. Вопросы живучести на какое-
то время стали не актуальными. Но опыт локальных войн во Вьет-
наме и на Ближнем Востоке наглядно показал ограниченные воз-
можности управляемых ракет вследствие их высокой стоимости и
небольшого количества. Снова повысилось значение ствольного
оружия и близкого маневренного воздушного боя. Из-за низкой
боевой живучести американские ВВС во Вьетнаме потеряли поч-
ти весь парк своих сверхзвуковых истребителей-бомбардировщиков
Р-105 «Тандерчиф». Всего в боевых действиях в Юго-Восточной
Азии США потеряли около 3700 боевых самолетов и около 4860
вертолетов при общих потерях летно-подъемного состава только
убитыми свыше 4250 человек.

История соревнования разработчиков средств поражения и за-
щиты знает много примеров временного превосходства тех или
иных удачных решений. Часто броня оказывалась сильнее снаря-
дов.

Например, немецкие танки в начальный период Второй миро-
вой войны были малоуязвимы при поражении снарядами польской
и французской противотанковой артиллерии. Советский танк Т-34,
благодаря прекрасным маневренным данньъм и отличной броневой
защите, выходил победителем в поединке с немецкой противотан-
ковой артиллерией.

Английские истребители «Харрикейн» с 12 пулеметами калибра
7,62 на борту оказались недостаточно эффективными в борьбе про-
тив немецких самолетов Ю-88, Ю-87 и Ме-109, снабженных броне-
спинками экипажа и протектированными топливными баками. А со-
ветские истребители Ла-5 с задним бронестеклом в фонаре и дву-
мя пушками ШВАК-20 калибра 20 мм применялись против немец-
ких самолетов исключительно успешно. Мотор воздушного охлаж-
дения АШ-82 при поражении пулями и осколками снарядов ока-
зался более живучим, чем моторы с водяным охлаждением. Кроме
п

г

того, благодаря форме поперечного сечения мотор АШ-82 эффек-
тивно защищал летчика от поражения с передней полусферы; яв-
ляясь своеобразной броней.

Английский двухмоторный бомбардировщик «Москито», вы-
полненный, в основном, из дерева и бальзы, за счет большой ско- I
рости и малой радиоконтрастности легко преодолевал на малой
высоте немецкую береговую зону ПВО, имевшую радиолока-
торы.	I

Американский разведчик П-2, выполненный по схеме мотопла-
нера с конструкцией, рассчитанной на небольшую перегрузку,
имел высоту полета, превосходившую статический потолок истре-
бителей-перехватчиков на несколько километров. Однако из-за
малой нагрузки на крыло и малой расчетной перегрузки он ока-
зался очень уязвимым при разрыве боевой части зенитной ракеты
даже на значительном расстоянии от него.

14.2.	ВЫЖИВАЕМОСТЬ ЭКИПАЖА И ПАССАЖИРОВ

Одним из важных направлений снижения уязвимости
самолета является разработка мероприятий по повышению выжи-
ваемости экипажа и пассажиров. Вероятность выживания экипажа
после воздействия на самолет поражающих средств — Рвыж коли-
чественно характеризует эффективность защиты и средств спасе-
ния экипажа, а также свойство самолета совершать вынужденную
посадку с минимальными повреждениями.

Для пассажирских самолетов используется коэффициент выжи-
ваемости при катастрофах — Лвыж как отношение выживших чле-
нов экипажа и пассажиров при катастрофе самолета к общему
числу людей, находившихся на борту в процентах. Для пассажир-
ских самолетов характерны следующие значения /(ВыЖ:

самолеты с поршневыми двигателями 18%;

самолеты с турбовинтовыми двигателями 25%;

самолеты с турбореактивными двигателями 31%.

Мероприятия по увеличению выживаемости:

1.	Бронезащита экипажа. Средства его аварийного покидания
самолета.

2.	Уменьшение эволютивной скорости полета и скорости сры-
ва самолета.	♦

3.	Повышение живучести управления и улучшение управляемо-
сти при заходе на посадку.

4.	Защита систем от взрыва при ударе о землю.

5.	Противопожарная защита основных систем и средства борь-
бы с огнем.

6.	Применение негорючих материалов, с малым дымлением при
воздействии, на них огня.

7.	Исключение из конструкции кресел, кабины и салоны
материалов, выделяющих при горении отравляющие веще-
ства.



I


8.	Обеспечение эвакуации пассажиров и экипажа за нормиру-
емое время при аварийных посадках самолета с деформацией кон-
струкции, в том числе и при посадках на воду.

14.3.	ВОЗМОЖНЫЕ ЗОНЫ ПОРАЖЕНИЯ САМОЛЕТА
РАЗЛИЧНЫМИ СРЕДСТВАМИ

Из всего многообразия поражающих средств рассмот-
рим: осколки боевых частей управляемых ракет, снаряды пушек
истребителей и малокалиберные снаряды зенитной артиллерии.

Поскольку неконтактные взрыватели срабатывают на мини-
мальном расстоянии ракеты от самолета, а сами ракеты могут
запускаться как с поверхности земли или моря, так и с Дру-
гого самолета, то выделить наиболее вероятную зону поражения
самолета осколками боевой части управляемой ракеты, очевидно,
не представляется возможным. В таком случае будем считать по-
ражение осколками равновероятным с любого ракурса.

Графически возможные зоны поражения самолета удобно изо-
бразить пространственной угловой диаграммой в двух проекциях
(виды сбоку и сверху). Ордината диаграммы по данному угловому
направлению будет определять вероятность воздействия на само-
лет поражающих средств с данного углового направления. На ди-
аграмме возможных зон воздействия на самолет поражающих
средств (рис. 14.3) зона поражения осколками будет изображать-
ся двумя концентрическими окружностями, которые дают равные
ординаты по любому угловому направлению.

1,-^г	1 Т** Угж  ХТ I 1 № 	 ТГх.  /	"'/Г	1	1 /	у	\	\  П	V | —[	  Л	Б  — - осколки доебых частей. УРС  111|| - снаряды прачек истребителей \-снаряды зенитной артиллерией  Рис. 14.3. Типовые диаграммы воз- можных зон поражения для скорост- ного низколетящего самолета А и транспортного самолета Б  4	г/	’/  - * - С  Усн /	регг  /^ВСТР  *	^с  / \  ^встр	^сн \ 1  а)	$  Рис. 14.4 Сравнение векторов скорос- ти встречи зенитного снаряда и само- лета:  а — встречная стрельба; б — стрельба вдо- гон  261
Снаряды пушек истребителей могут поразить самолет лишь в
«ближнем бою с короткой дистанции. При атаке скоростного манев-
ренного самолета истребитель должен зайти ему в хвост. Только
.при атаке с задней полусферы огневое воздействие пушек может
быть достаточно продолжительным. И чем меньше угол между
векторами скоростей истребителя и цели, тем выше вероятность
воздействия на цель снарядов пушек истребителя. По мере увели-
чения угла как в горизонтальной, так и в вертикальной плоско-
стях, вероятность поражения самолета падает тем быстрее, чем
выше скорость самолета. При полете самолета на малой высоте
истребителю трудно атаковать его сзади снизу, поэтому вероят-
ность воздействия снарядов пушек истребителя в нижней полусфе-
ре будет уменьшаться до нуля значительно быстрее, чем в верхней
^полусфере. При атаке маломаневренного нескоростного самолета
на средних высотах (например, транспортного) зона поражения
снарядами пушек истребителя значительно расширяется. Увеличи-
вается вероятность поражения с передней полусферы.

Снаряды малокалиберной зенитной артиллерии могут поразить
низколетящий скоростной самолет практически только снизу пе-
редней полусферы. При этом возможная зона поражения самолета
на диаграмме представляется в вертикальной плоскости сравни-
тельно узким лепестком, немного наклоненным вниз. В случае
транспортного самолета зона возможного поражения снарядами
зенитной артиллерии значительно расширяется и захватывает зад-
нюю полусферу. Стрельба снарядами малокалиберной зенитной
артиллерии вдогон становится эффективной только по тихоходной
цели. Это видно при сравнении векторов скорости встречи самоле-
та и снаряда (рис. 14.4). При стрельбе вдогон по скоростному
низколетящему самолету вектор скорости встречи самолета и сна-
ряда уменьшается в несколько раз.

Количественная оценка изменения вероятности воздействия на
самолет тех или иных поражающих средств в форме пространст-
венной диаграммы возможных зон поражения имеет большое зна-
чение, так как является основой для разработки схемы защиты
экипажа и важнейших агрегатов самолета. На рис. 14.5 представ-
.лена схема защиты летчика легкого штурмовика ОУ-ЮА «Бронко»
фирмы Норт Америкен.

На различных зонах военных действий соотношение отмечен-
ных выше поражающих средств будет иным. Поэтому оценка воз-
можных зон поражения самолета должна проводиться для опре-
деленной прогнозируемой зоны боевых действий с конкретными
видами поражающих средств. При прогнозировании массирован-
ного использования против самолета управляемых ракет необхо-
димо оснастить самолет активными и пассивными средствами обо-
роны. К ним относятся системы радиопротиводействия, создающие
помехи, системы пуска ложных целей с большой радиоконтрастно-
•стью или тепловой контрастностью и др. При прогнозировании
применения против самолета, в основном, неуправляемых ракет и
-ствольных систем необходимо оснастить самолет средствами защи-
бранезащита

Защита дронеплатой
от пуль калибром 12Дмм

Защита

фюзеляжным топ-

Дополнительная
защита шасси

Защита фюзеляж
ным топливным
>о баком, 8°

Рис. 14.5 Схема защиты летчика самолета ОУ-ЮА

ты экипажа и важнейших агрегатов с учетом возможных зон по-

ражения.

14.4.	ВОЗДЕЙСТВИЕ РАЗЛИЧНЫХ ПОРАЖАЮЩИХ СРЕДСТВ
НА САМОЛЕТ

По данным заданных специалистов, при прямом попада-

нии в самолет снаряда зенитной артиллерии большого калибра*
или ракеты он с высокой вероятностью разрушается. Снаряды зе-
нитной артиллерии с дистанционным взрывателем поражают
самолет осколками. Количество осколков, попадающих в самолет,,
уменьшается пропорционально квадрату расстояния от самолета
до точки подрыва снаряда. Поражающая способность осколков,,
определяемая их скоростью, также резко падает с увеличением
промаха и плотности атмосферы вследствие большого аэродинами-
ческого сопротивления.

При подрыве боевой части (БЧ) управляемой ракеты на неко-
тором расстоянии от самолета, его поражение возможно за счет
воздействия осколков и взрывной волны. При увеличении расстоя-
ния от точки подрыва до самолета поражающее воздействие БЧ
ракеты резко уменьшается. Образующиеся при подрыве БЧ пора-
жающие элементы имеют плохую аэродинамическую форму и не-
смотря на высокую начальную скорость разлета — около*
1

Масса 64,кг

Рис. 14.6. Изменение эффективного расстоя-
ния подрыва БЧ в зависимости от ее массы
для самолетов различного класса:

Рис. 14.7. Распределение количест-
ва осколков по массе при подрыве
30 мм снаряда:

1 — полу бронебойный;	2 — осколочно-

фугасный	*

1 — зенитные ракеты со стержневыми элементами;
-2—ракеты класса «воздух — воздух»; 3—обычные
зенитные ракеты; 4 — легкий боевой самолет; 5 —
тяжелый тактический самолет; 6 — бомбардиров-
щик

2000 м/с — они быстро теряют энергию. Интенсивность ударной
волны уменьшается пропорционально кубу расстояния. С умень-
шением плотности атмосферы интенсивность ударной волны сни-
жается. Эффективное расстояние от точки подрыва БЧ до самолета,
при котором обеспечивается разрушение самолета взрывной вол-
ной, уменьшается примерно в два раза с увеличением высоты от
100 м до 10 000 м. На рис. 14.6 приведены типовые зависимости
изменения эффективного расстояния в зависимости от массы БЧ
для трех типов самолетов.

Разница в воздействии на самолет снарядов ствольных зенит-
ных систем с неконтактным взрывателем и БЧ ракет состоит в том,
что в конструкции БЧ ракет предусматриваются готовые поража-
ющие элементы выбранной геометрии, в то время как осколки зе-
нитного снаряда имеют различную массу. На рис. 14.7 представле-
но распределение количества осколков по массе для двух типов
снарядов малого калибра.

Вероятность нарушения работоспособности современного боево-
го самолета, в конструкции которого внедрены специальные меро-
приятия по снижению уязвимости, даже при прямом попадании од-
ного снаряда малого калибра ствольных систем достаточно мала.
“Однако она значительно повышается при увеличении числа пря-
мых попаданий. При высокой уязвимости самолета его работоспо-
собность ?в воздухе может быть нарушена в результате обстрела из
личного стрелкового оружия калибра 7,62 мм и менее на дально-
сти до 500 м. По мере улучшения защиты важнейших систем само-
лета от воздействия поражающих средств и снижения его уязвимо-
сти будет увеличиваться количество попаданий снарядов данного
Рис. 14.8. Изменение необходимого количества снаря-

I

дов в зависимости от их калибра для поражения са-
молетов различного класса:

1—легкий штурмовик; 2—истребитель; 3—истребитель-бом-
бардировщик; 4 — бомбардировщик

калибра, необходимое для нарушения рабо-
тоспособности самолета. Количество попа-
даний также-увеличивается с ростом взлет-
ной массы самолета (рис. 14.8).

Анализ ='потерь при боевом применении
однодвигательных самолетов в Юго-Восточ-
ной Азии и на Ближнем Востоке позволил
установить, что наиболее уязвимой оказа-
лась топливная система из-за большой пло-
щади топливных отсеков и недостаточной

Калибр снаряда, мм

их защиты (62% по-

терянных самолетов). На втором месте кабина экипажа—18%
„потерянных самолетов из-за вывода из строя летчика. Следующей
оказалась система управления самолета. Из-за ее повреждения бы-
ло потеряно 10% самолетов. Вследствие повреждения двигателя
было потеряно 7% самолетов. Остальные 3% потерь вызваны по-

вреждением конструкции планера и других агрегатов самолетов.

14.5. ЗАЩИТА ТОПЛИВНЫХ ОТСЕКОВ САМОЛЕТА
ОТ ВОЗДЕЙСТВИЯ ПОРАЖАЮЩИХ СРЕДСТВ

Высокая уязвимость топливных отсеков определяется:
значительной их площадью, возможностью взрыва паров топлива
или воспламенением вытекающего топлива, потерей значительной
части топлива через пробоины [13]. Если рассмотреть поражение
топливного отсека осколком, то последствия будут зави-
сеть от того, попадет ли он в надтопливное пространство или в
топливо. При пробое отсека выше уровня топлива может произой-
ти, взрыв паров топлива и разрушение отсека, а вместе с ним и
агрегата самолета, в котором он расположен. При пробое отсека
ниже уровня топлива происходит обратный гидроудар, следствием
которого мржет оказаться достаточно большое входное отверстие.
Для возникновения взрыва необходимы следующие три компо-
нента:. взрывоопасная концентрация паров топлива, наличие кис-
лорода при достаточном давлении и источник высокой температу-
ры, инициирующий взрыв. Взрывы возможны в различных отсеках
самолета, в которых в результате повреждений скапливаются пары
топлива и кислород. Но наиболее вероятен взрыв в незащищенном
надтопливном пространстве топливных отсеков при их поражении
высокоскоростными осколками или зажигательными элементами.
На рис. 14.9 представлена схема образования факела при попада-
нии осколка в надтопливное пространство. При^гфобивании высо-
- коскоростным осколком стенки топливного отсека- Он выбивает по-
ток вторичных осколков стенки, нагреваемых в процессе раздроб-

9—943

265
Рис. 14.9. Схема боевого поражения
топливного бака кессонной конструк-
ции:

1 — топливно-воздушная смесь; 2— осколок,
имеющий -С—20—30 Дж, У=2000 м/с; /=50—
300°С; 3 — факел, /==1000... 1500°С

Рис. 14.10. Схема системы нейтраль-
ного газа (НГ) с газификатором и
наддувом топливных баков от двига-
теля:

1 — двигатель; 2 — распределительное уст-
ройство; 3 — сосуд Дьюара с жидким НГ"
(газификатор); 4 — линия управления пода-
чей НГ; 5 — разъемы подачи НГ и воздуха;

6 — дренажный клапан; 7 — топливный бак

ления материала стенки до температуры 1500°С. Факел вторичных
осколков имеет форму вытянутой капли длиной до 0,5 м и диамет-
ром до. 0,3 м. Время его воздействия на топливно-воздушную смесь
достигает 30 мс, что на порядок выше времени инициирования
взрыва электрической искрой. При сквозном .простреле надтоплив-
ного пространства отсека зажигательной пулей или снарядом зона
воспламенения еще более увеличивается и повторяет путь пули
или снаряда. По сравнению с процессом горения для взрыва ха-
рактерно спонтанное, очень интенсивное выделение энергии в
замкнутом объеме топливного отсека с последующим резким на-
растанием давления до 80-104 Н/м2. Это давление на порядок пре-
вышает то предельное внутреннее давление, которое может выдер-
жать отсек.

Методы защиты надтопливного пространства отсеков от взры-
ва при их поражении можно разделить на три группы.

1. Заполнение надтопливного пространства нейтральным газом,
2. Использование автоматических систем подавления взрыва
(АСПВ).

3. Заполнение надтопливного пространства объемно-сетчатым
материалом, например, поропластом.

Системы нейтрального газа (НГ), как средство повышения бое-
вой живучести, широко применялись еще на самолетах с поршне-
выми двигателями. При этом в качестве НГ использовались вы-
хлопные газы поршневого двигателя, которые почти не содержали
кислорода 1 (80% азота и 20% окиси углерода). Их охлаждали,
осушали и подавали в систему дренажа топливных баков. На са-
молетах с турбореактивными двигателями (ТРД) воспользоваться
выхлопными газами уже нельзя, поскольку они содержат много
кислорода. НГ приходится возить на борту самолета в достаточ-
Рис. 14.11. Схема работы автоматиче-
ской системы подавления взрыва
(АСПВ):

2 —> исполнительный элемент

ДръН/мг
д-10*
ЛРразр 5'10*
#70*
Др доп

2-10*
1-10*

О

Рис. 14 12. Изменение давления в топливном баке при работе АСПВ:

1—при взрыве без АСПВ; 2— при срабатывании АСПВ; тс—время срабатывания системы;

*Грез — резервное время; Ардоп— допустимое избыточное давление' в баке; АРразр — раз-
рушающее избыточное давление

ном для заданной продолжительности полета количестве. На фрон-
товых самолетах с небольшой продолжительностью полета приме-
няются баллонные системы НГ с азотом, углекислым газом и фре-
оном. На дальних самолетах НГ хранят на борту в газификато-
рах (баллонах типа сосуда Дюара) в сжиженном состоянии. Про-
изводительность газификатора регулируется изменением напряже-
ния питания его нагревательного элемента. Необходимость под-
держания требуемой концентрации НГ в надтопливном простран-
стве отсеков при их дренировании в атмосферу приводит к боль-
шим расходам рабочего тела, особенно на маневренных самолетах.
На рис. 14.10 представлена схема системы НГ с газификатором и
наддувом топливного бака (ТБ) от компрессора авиационного
двигателя (АД). Системы НГ защищают надтопливное простран-
ство отсеков от взрыва, вытесняя кислород. Однако после первого
поражения отсека через отверстия от осколков и снарядов проис-
ходит интенсивная потеря НГ и через относительно короткое вре-
мя надтопливное пространство становится взрывоопасным. Пов-
торный обстрел отсека уже может вызвать взрыв. Если относи-
тельная масса систем НГ, приходящаяся на м3 защищаемого объ-
ема топливного отсека для современных самолетов 9... 11 кг/м3,
то для обеспечения защиты от взрыва при повторном за время по-
лета поражении отсеков потребные значения массы и объема сис-
темы НГ увеличиваются в несколько раз.

Автоматические системы подавления взрыва (АСПВ) также
рассчитаны на защиту надтопливного пространства при однократ-
ном поражении топливного отсека. В верхней части отсека уста-
навливается высокочувствительный фотоэлемент, реагирующий на
световую вспышку и выполняющий роль датчика. Там же монти-
руется и исполнительный элемент, представляющий собой полый
цилиндр с плавающим поршнем. С одной стороны поршня уста-
навливается пиропатрон, а с другой стороны полый цилиндр за-
полняется жидким фреоном или хладоном и герметизируется
крышкой с распыляющей сеткой и тонкой мембраной. Принцип ра-
9*	267
боты АСПВ (рис. 14.11) заключается в следующем. Сигнал о све-
товой вспышке «в отсеке от фотоэлемента через усилитель с очень
малым запаздыванием подается к пиропатрону исполнительного
элемента. При срабатывании пиропатрона пороховые газы давят
на поршень. Под воздействием высокого давления герметизиру-
ющая мембрана крышки разрушается и подавляющий взрыв сос-
тав через распыляющую сетку выбрасывается в надтопливное про-
странство отсека. Время срабатывания системы от момента нача-
ла вспышки до выброса распыленного состава тс=10 мс. За это
время нарастающее давление развивающегося взрыва в топлив-
ном баке (рис. 14.12) не успевает достигнуть предельно допусти-
мого прочностью отсека значения. Взрывоподавляющие составы
получили название активных ингибиторов. Помимо чисто физиче-
ского воздействия (например, испаряясь, фреон резко снижает тем-
пературу топливовоздушной смеси), они активно влияют на ход
химической реакции горения — обрывают цепную реакцию, всту-
пают в реакцию с продуктами горения со значительным потребле-
нием тепла. Активные ингибиторы — это вещества на основе гал-
лоидных соединений, содержащих хлор, фтор, бром и др. Их огне-
гасящая концентрация в несколько раз ниже, чем у нейтральных
газов. Они должны быть нетоксичными, иметь низкую температу-
ру кипения и не вызывать коррозию конструкции самолета.

К недостаткам АСПВ следует отнести одноразовость дейст-
вия, увеличение потребного числа датчиков и исполнительных ме-
ханизмов в топливных отсеках сложной геометрии, а также отно-
сительно частые случаи ложного срабатывания.

Разновидностью АСПВ является система создания топливного
тумана за счет распыла топлива в надтопливном пространстве от-
сека в момент начала взрыва. При этом снижается температура и
нарушается оптимальное соотношение топлива и воздуха. Концен-
трация топлива в смеси становится больше концентрационного
предела распространения пламени и взрыв подавляется.

Новым методом !защиты надтопливного пространства отсеков
от взрыва является его полное или частичное заполнение поро-
пластом— вспененной пластмассовой губкой с открытыми порами.
Поропласт препятствует распространению фронта пламени подоб-
но медной сётке в шахтерской лампе Дэви. Взрыв метана под сет-
кой лампы подавляется' из-за большого теплосъема на сетке. Поро-
пласт представляет собой тоже разновидность сетки, но не плос-
кой, а объемной. Чем меньше диаметр открытых пор или ячеек по-
ропласта, тем интенсивнее подавляется взрыв. Поропласт получа-
етсячна основе полиуретана, поливинила и других вспенивающих-
ся с Обрытыми порами материалов.

Преимущества защиты надтопливного пространства пороплас-
том.	. ...

1.	Высокая надежность (эксплуатационная технологичность и
большой срок *службы).

2.	Высокая собственная живучесть, обеспечивающая эффектив-
ную защиту при многократных поражениях отсека во время полета.
3.	Возможность применения в отсеках сложной конфигурации.

4.	В зоне топлива поропласт демпфирует гидроудар.

Основным недостатком этого метода защиты является относи-
тельно высокое значение затрачиваемой массы на кубический метр
топливного отсека. Она определяется плотностью поропласта, по-
рядка 20 кг/м3, и массой смачивающего поропласт невырабатыва-
емого топлива, порядка 15 кг на кубический метр поропласта. Кро-
ме того, происходит уменьшение объема топливного отсека до
5,5%, из которых 3% составляет объем поропласта, а остальное —
объем смачивающего поропласт невырабатываемого топлива. За-
траты массы и потери объема можно существенно снизить, если
заполнять топливный отсек поропластом не полностью, а с после-
довательно чередующимися промежутками. Такая возможность ос-
новывается на том, что максимальное давление при взрыве в от-
секе монотонно снижается по мере увеличения доли объема, за-
полненного поропластом. Значение предельно допустимого давле-
ния в отсеке, зависящее от его прочности, и определит необходимый
процент объема заполнения поропластом.

Методы защиты топливного пространства отсека предусматри-
вают.

1.	Уменьшение разрушительных последствий обратного гидро-
удара увеличением вязкости материала стенок, повышением их
прочности (толщины) и установкой с внутренней стороны стенок
демпфирующих материалов, таких как поропласт и латексная
губка.

2.	Уменьшение площади выходного отверстия пули, образую-
щегося гидропотоком, путем такой компоновки, топливных отсеков,
при которой увеличивается вероятный путь пули У и гидропоток в
значительной степени теряет свою энергию.

3.	Размещение топлива в мягких баках.>>

4.	Протектирование топливных отсеков, мягких баков и внеш-
них трубопроводов.

5.	Защита от загорания при выплеске топлива из отсека.

Замена материала стенки топливного отсека с В95АТ на Д16АТ
при соответствующей толщине позволяет избежать большого раз-
рушения стенйи под воздействием обратного гидроудара. Стенка
только пластически деформируется и в ней остается, .только не-
большое входное отверстие от осколка. При. простреле топливного
отсека пулей входное отверстие получается небольшим. Но пуля
разворачивается и, вовлекая в движение ^топливо, создает . гидро-
поток. Энергия гидропотока, которая определяет площадь выход-
ного отверстия, вначале пути пули по мере развития-гидропотока
растет, а затем падает. При компоновке топливных отсеков в фор-
ме кольцевых емкостей, охватывающих канал воздухозаборника
на однодвигательном самолете, небольшое расстояние , от, внещней
до внутренней стенки приводит к тому, что при простреле отсека
со стороны внешней стенки выходное отверстие., на внутренней
стенке, образуемое гидропотоком максимальной энергии, будет до-
статочно большим и в канал воздухозаборника пройдет боль-
шой выплеск топлива с последующим пожаром двигателя. При
другом варианте компоновки самолета, когда двигатель располо-
жен в отдельной мотогондоле, а фюзеляжный топливный отсек
имеет форму цилиндра достаточно большого диаметра, путь пули
от входного до выходного: отверстий оказывается большим, гидро-
поток теряет свою энергию и выходное отверстие или отсутствует,
или оказывается совсем небольшим.

Современный мягкий бак представляет собой тонкостенную
эластичную оболочку, по своей конфигурации повторяющую пред-
назначенный для нее контейнер. Силовой основой мягкого бака
служат пересекающиеся под углом порядка 45° слои нитей капро-
нового корда, завулканизованных в листе нетопливостойкой рези-
ны. Со стороны топлива имеется еще герметизирующая оболочка
из тонкой капроновой ткани, покрытой топливостойкой резиной.
При простреле мягкого бака, пулей она раздвигает нити силового
корда, подобно тому как швейная игла раздвигает нити пряжи в
ткани. Входное отверстие от пули оказывается меньше ее калибра.
Протекторная резина корда набухает и перекрывает отвер-
стие.	’

Топливные отсеки со стороны топлива можно протектировать
латексной губкой толщиной до 20 мм, которая наклеивается на
стенку (панель) и надежно герметизируется от топлива капроно-
вой тканью в топливостойкой резине или топливостойким гермети-
ком. Вследствие большого, до 500% набухания латексной губки в
керосине, она надежно перекрывает пулевые и осколочные отвер-
стия. Латексная губка служит также хорошим поглотителем энер-
гии обратного гидроудара. Известны протекторы баков, содержа-
щие в порах жидкий состав, который при контакте с керосином в
месте прострела бака образует увеличенную в объеме эластичную
пробку, перекрывающую пробоину. Важнейшие топливопроводы
вне баков целесообразно также протектировать снаружи.

Для защиты от загорания при выплеске топлива из отсека при-
меняется обкладка топливного отсека снаружи слоем стекловаты
порядка 50 мм или огнестойкого пенопласта.

Дополнительно для снижения уязвимости топливных отсеков
можно рекомендовать.

1.	Располагать топливо внутри самолета вблизи центра тяжес-
ти в нескольких компактных емкостях с минимальной площадью
поражения.

2.	По возможности сокращать длину каналов воздухозаборни-
ков двигателей, контактирующих с топливными отсеками.

3.	Дублировать топливную систему. Иметь на борту две совер-
шенно независимые топливные’ системы со своими расходными
бачками, каждую из которых можно подключать к двига-
телям. •  •

4.	Применять двойные топливные отсеки (расходный отсек в
основном отсеке). При этом топливо внешнего отсека экранирует
внутренний отсек. Даже при сквозном простреле обоих отсеков,
топливо, вытекающее из внутреннего отсека, будет стекать в ниж-
Рис.' 14.13 Устройства защиты
поливных баков самолета А-10:
1 — герметизирующие прокладки по
шпангоутам в зонах протектирую-
щего слоя баков; 2 — пенопласт,
заполняющий свободное простран-
ство между баками и обшивками;
3 — поропласт внутри всех топлив-
ных баков; 4—протектированная
часть бака
нюю часть внешнего отсе-
ка и его насосом снова
подаваться во внутренний
расходный топливный от-
сек.

5.	Применять подвес-
ные баки изменяемой гео-
метрии.

Рассмотрим мероприятия по защите топливных отсеков на при-
мере конструкции американского самолета А-10. Отношение при-
ращения массы самолета, обусловленное мероприятиями по защите
топливной системы, к массе топлива во внутренних баках состав^
ляет 8,5%. К числу основных конструктивных решений, снижающих
уязвимость топливной системы самолета А-10, можно отнести сле-
дующие.

1.	Все топливо массой около 5 т компактно расположено око-
ло центра тяжести самолета в двух фюзеляжных мягких баках и
в двух топливных отсеках центроплана крыла. Изменение центров-

Рис. 14.14. Схема резервированной топливной системы самолета А-10:

1 — расходный бачок; 2 — топливные насосы; 3 — трубопровод перелива правого крыльевого
бака; 4 — трубопровод перелива левого крыльевого бака; 5 — обратный клапан крыльевого
бака; 6 — краны кольцевания; 7 — к правому двигателю; 8 — к левому двигателю; 9 — трубо-
провод кольцевания; 10 — краны перекрытия; 11— обратные клапаны; 12 — задний фюзе-
ляжный бак (левой подсистемы); 13— клапан слива; 14 — передний фюзеляжный бак (пра-
вой подсистемы); 15 — обратные клапаны; 16 — левый и правый крыльевые баки; 17 —- кран
вспомогательной силовой установки
ки самолета в процессе выработки топлива не превышает 2% САХ
(рис. 14.13).

2.	Топливная система (рис. 14.14) полностью дублирована. Пра-
вая подсистема подает топливо из правого отсека центроплана и
переднего фюзеляжного бака. Левая подсистема — из левого отсе-
ка, заднего бака, а при необходимости и из переднего бака по-
средством открытия электрокрана перепуска топлива из переднего
бака в задний. В свою очередь правая топливная подсистема име-
ет два независимых канала подачи топлива со своими подкачива-
ющими насосами: из правого отсека и из переднего бачка отрица-
тельных перегрузок. Левая топливная подсистема имеет три неза-
висимых канала подачи топлива: из левого отсека, из заднего ба-
ка и из заднего бачка отрицательных перегрузок.

3.	Внутри переднего фюзеляжного бака установлен передний
бачок отрицательных перегрузок, а внутри заднего бака — задний
бачок. Топливо в баках экранирует бачки, а их объем обеспечива-
ет возвращение самолета на аэродром даже при потере топлива из
всех четырех основных емкостей.

4.	Система трубопроводов и обратных клапанов обеспечивает
постоянное заполнение бачка отрицательных перегрузок самоте-
ком топлива как из фюзеляжного бака, так и из отсека центро-
плана.

5.	Каждая из четырех основных топливных емкостей автоном-
на. Перекрытие поврежденной емкости при заправке на земле и в
воздухе производится переключением соответствующего электро-
клапана.

6.	Электроклапаны кольцевания позволяют переключить пита-
ние топливом обоих двигателей на какаую-либо одну подсистему.
С их же помощью можно осуществить аварийный слив топлива
выборочно из правой или левой подсистем.

7.	Большая часть трубопроводови. агрегатов расположена

внутри топливных емкостей и экранируется топливом.

8.	Трубопроводы заправки топливом в воздухе снабжены систе-
мой продувки для удаления оставшегося топлива с целью предот-
вращения его воспламенения при поражений. Эта же система поз-
воляет контролировать целостность трубопроводов после обстрела
самолета по падению давления и отказаться от заправки самолета
в воздухе, если трубопроводы повреждены.

9.	Нижняя часть обоих мягких баков фюзеляжа, где расположе-
ны бачки отрицательных перегрузок, играющие роль аварийных
расходных бачков, выполнена протектированной. Это позволяет
продлить снабжение бачков топливом при поражении фюзеляж-
ных баков. Протектированы также трубопроводы централизован-
ной заправки на земле и трубопроводы подачи топлива к двигате-
лям. .	‘

10.	Все четыре основные топливные емкости заполнены элас-
тичным сетчатым пеноматериалом, который на 6% уменьшает объ-
ем емкостей и увеличивает невырабатываемый остаток топлива на
11.	Все воздушные промежутки между баками и обшивкой
фюзеляжа, а также зоны, прилегающие к стенкам отсеков центро-
плана снаружи, заполнены жестким армированным огнестойким
пенопластом.

14.6.	БРОНЕВАЯ ЗАЩИТА ЭКИПАЖА И ВАЖНЕЙШИХ
АГРЕГАТОВ

Прозрачная броня в виде блока плоских силикатных
стекол с высокими оптическими и прочностными характеристиками
применяется на современных фронтовых самолетах как лобовое
стекло фонаря или в форме отдельного элемента защиты летчика,,
устанавливаемого непосредственно за обтекаемым передним стек-
лом (рис. 14.15).

Бронеблок состоит из нескольких силикатных стекол, между
которыми имеется эластичная прослойка, препятствующая распро-
странению разрушающих напряжений от наружного слоя силикат-
ного стекла к внутреннему. Последним в блоке со стороны летчи-
ка устанавливается пластичное стекло типа поликарбоната, кото-
рое при простреле блока не поражает летчика своими осколками.
Общая толщина прозрачной брони от 60 до 100 мм. Масса одного'
квадратного метра 100 ... 200 кг. Важнейшим требованием к проз-
рачной броне является обеспечение минимальной площади раст-
рескивания и сохранение приемлемой прозрачности после попада-
ния средств поражения.

Боковые панели переднего остекления и остекление откидной
части фонаря могут выполняться из бронестекла только на само-
лете-штурмовике, скорость которого невелика и который длитель-
ное время находится на малой высоте под воздействием поража-
ющих средств. На остальных боевых самолетах остекление фонаря
должно выполняться из безопасно разрушаемого материала на ос-
нове поликарбоната. Поликарбонатное стекло типа «Дифлон», на-
шедшее кстати широкое применение в качестве материала остек-
ления витрин крупнйх магазинов, по сравнению с обычным высо-
копрочным оргстеклом типа АО-120, обладает несколько меньшим
пределом прочности, но зато в три с лишним раза большим относи-
тельным удлинением. Если при поражении оргстекла образуются
вторичные осколки, которые и выводят летчика из строя, то поли-
карбонатное стекло вторичных осколков практически не дает. По-
скольку поликарбонатное стекло легко царапается и теряет проз-
рачность, его с обеих сторон покрывают тонким слоем высокопроч-
ного стекла.

Лобовое бронестекло фонаря кабины самолета А-10 способно
противостоять воздействию огня автоматического стрелкового ору-
жия калибра 7,62 мм.

Непрозрачная броня, как средство уменьшения уязвимости ка-
бины экипажа и других важнейших агрегатов самолета, из-за ее
значительной массы применяется в тех случаях, когда другие спо-
собы защиты не являются эффективными. Стальная противопуль-

273

(отспаибание
брони.)

Рис. 14.16. Принцип действия брони:
V — скорость ударной волны; Уо — ско-
рость удара

ная броня АБ-1 и АБ-3 толщи-
ной 8...12 мм успешно защища-
ла от огня крупнокалиберных
пулеметов калибра 12,7 мм са-
молеты Ил-2, Ту-2 и др.

Гомогенной называется
броня, имеющая постоянный
химический состав, структуру и
механические свойства по тол-
щине.

Гетерогенной называется
броня с меняющимися по тол-
щине химическим составом,

структурой и механическими свойствами. Гетерогенность стальной
брони достигается применением поверхностной закалки, цементи-
рованием наружного слоя и другими способами.

Принцип действия брони заключается в разрушении сердечни-
ка пули или бронебойного снаряда и последующем восприятии
энергии осколков за счет упругой деформации брони. При ударе
пули в броню (рис. 14.16) возникает ударная волна, которая рас-
пространяется в пуле и броне с различными скоростями, завися-
щими от свойств материала пули и брони. Чем меньше скорость
звука в сердечнике пули, по сравнению со скоростью звука в бро-
не, тем интенсивнее ударная волна в пуле и тем больше степень
ее разрушения. Если скорость пули или скорость удара ]/0 =
= 800 м/с, то частицы на свободной поверхности пули и брони под
действием ударной волны будут перемещаться в направлении рас-
пространения ударной волны со скоростью Ур. А под действием
волны разряжения, распространяющейся нормально к свободной
поверхности — со скоростью Уг. Когда напряжения в наружных
слоях пули превысят предел прочности, начнется ее разрушение —
фрагментация. Частицы свободной поверхности пули будут пере-
мещаться по результирующему вектору скорости Гй. Осколки на-
ружного слоя брони, выбиваемые пулей, будут перемещаться по
своему результирующего вектору скорости. Тыльные слои брони
могут растрескиваться, скалываться и отслаиваться в направлении
своего вектора результирующей скорости под действием ударной
волны и волны разряжения. Длительность всего описанного про-
цесса составляет несколько сот микросекунд. Гомогенная броня
обладает недостаточной стойкостью при поражении по нормали.
Пуля с сердечником, твердость которого превышает твердость бро-
ни, создавая огромное давление на небольшой площади, как бы
прошивает броню. Другое дело, когда поражение пулей происхо-
дит под углом, а броня еще перемещается относительно вектора
скорости пули со скоростью самолета. В этом случае пуля разво-
рачивается, площадь ее контакта с броней значительно возрастает.
Кинетическая энергия пули переходит в тепловую энергию упругой
и пластичной деформации достаточно большого по площади уча-
стка брони. Пуля-или рекошетирует, или застревает в; броне. По-
этому конструктор самолета должен стремиться установить броню
под углом к наиболее вероятному направлению поражения.

Для обеспечения максимальной стойкости брони при пораже-
нии по нормали ее делают гетерогенной, состоящей из двух, плав-
но переходящих друг в друга слоев — твердого наружного и вяз-
кого внутреннего. Задача наружного слоя увеличить интенсивность
ударной волны в пуле, максимально повысить в ней разрушающие
растягивающие напряжения, раздробить пулю, увеличить площадь
ее контакта с броней. Задача внутреннего вязкого слоя — задер-
жать осколки пули, превратить их энергию в тепловую энергию де-
формации вязкого слоя брони.

Противоснарядная броня на основе высокопрочной стали тол-
щиной до 25 мм применялась на многих самолетах в бронезаго-
ловниках и бронеспинках.

Недостатки стальной брони: а) большая масса; б) существенно
изменяющаяся стойкость при воздействии различных поражающих
средств и при разных условиях встречи с броней; в) меньшая стой-
кость к осколкам.

Алюминиевая броня на основе вязких сплавов типа АМГ-6 об-
ладает высокой стойкостью к осколкам. При толщинах порядка
30... 40 мм алюминиевая броня надежно защищает и от пуль, по-
ражающих под углом.

Титановая броня при большей плотности по сравнению с алю-
миниевой требует и меньших толщин. Титановый сплав хорошо
сваривается. Обладая высокой прочностью и вязкостью, титановая
броня хорошо защищает от осколков и пуль, а при увеличении ее
толщины — и от снарядов калибра до 30 мм. На самолете А-10 для
защиты кабины летчика применена титановая броня толщиной от
12,7 до 38 мм в зависимости от вероятности обстрела под раз-
личными углами. Броневая коробка кабины (рис. 14.17) собирает-
ся из титановых плит на болтах. Детали конструкции, агрегаты и
блоки оборудования внутри кабины крепятсяД: броне в минималь-
ном количестве точек и с большими зазорами для предупреждения
повреждения или заклинивания из-за деформации брони при пог-
лощении энергии поражающего средства. Для защиты летчика от
вторичных осколков брони, образующихся при ее пробивании, на
всех обращенных к летчику внутренних поверхностях брони уста-
навливается многослойный нейлоновый экран. Включение броне-
вой коробки в силовую работу носовой части фюзеляжа позволило
снизить массу конструкции кабины в общей сложности почти на
80 кг. Снизилась масса переднего и заднего шпангоутов кабины,
пола, боковых панелей и силового набора. В результате все конст-
руктивные мероприятия по бронированию кабины летчика само-
лета А-10 увеличили массу носовой части фюзеляжа на
588 кг.
Рис. 14.17. Броневая коробка кабины
самолета А-10А

Клей	Клей

Протибооско- Керамила Армиробанныи.
личный экран	пластик

Рис. 14.18. Структура керамической
брони

Керамическая броня, состоящая из твердого наружного слоя на
основе окислов алюминия, карбида кремния, окиси бериллия и кар-
бида бора, в сочетании с вязким и эластичным внутренним слоем
на основе стеклопластика, находит все большее применение в новых
самолетах. Твердый, но хрупкий внешний слой керамической бро-
ни предназначен для дробления пули. При этом и сама хрупкая
керамика разрушается в форме большого откола и растрескивает-
ся. Для торможения осколков служит внутренний слой стеклопла-
стика (рис. 14.18) или вязкого сплава, например, титанового.
Плотность стеклокерамики 2,5 ... 2,9 г/см3. Комбинированная кера-
мическая броня, предназначенная для защиты от бронебойных
пуль калибром 12,7 мм, состоит из противоосколочного экрана из
полиуретанового каучука или многослойной нейлоновой ткани,
приклеенной к слою керамики. С тыльной стороны керамики на
клею устанавливается слой армированного стекловолокном плас-
тика. Если для защиты от бронебойной пули, поражающей по нор-
мали, масса одного квадратного метра керамической брони состав-
ляет 40 кг для калибра 7,62 мм, то для калибра 12,7—70 кг. К не-
достаткам керамической брони следует отнести: низкую живучесть
самой брони (защищая, она сама разрушается) и сложность вклю-
чения ее в силовую схему конструкции агрегата. Для повышения
живучести керамической брони она набирается из отдельных ке-

Рис. 14.19. Композиционная керамическая броня:

1,2 — керамические плитки из карбида бора; 5 — подложка из стеклопластика
Толщина,мн

Рис. 14.20. Потребная толщина алюми-
ниевой брони

рамических плиток размером ; 100
на 100 мм. При растрескивании
одной плитки остальные оказыва-
ются целыми (рис. 14.19).

В качестве брони боковых па-
ненелей кабины пилота, защища-
ющей от поражения огнем лично-
го стрелкового оружия при поле-
тах на малых высотах, применя-
ется синтетический войлок. При
этом он защищает, когда пуля

попадает в кабину под очень малыми углами к плоскости брони.
Поражение движущейся с большой скоростью цели в отличие от
неподвижной сопряжено с разворотом пули относительно вектора,
скорости встречи и небольшой вероятностью расположения вектора
скорости встречи по нормали к броне. Учет движения цели позво-
ляет снизить потребную для защиты толщину брони (рис. 14.20).
Другим важным фактором, позволяющим снизить толщину брони,,
является учет эффекта экранирования брони агрегатами, аппара-
турой и элементами конструкции, расположенными перед броней..
При проникновении пули через экранирующую обшивку она разво-
рачивается вокруг своего центра тяжести (рис. 14.21) и ударяет
броню со значительным углом разворота. Потребная для защиты
толщина брони при наличии экранирующей обшивки существенно’
снижается. При попадании пули в блок электронной аппаратуры
она, как правило, разрушается. Существенным экранирующим эф-
фектом обладает и топливо, быстро гасящее скорость пули. Экра-
низация брони применяется и для подрыва фугасного снаряда пе-

Рис. 14.21. Схема разворота пу-
ли при проникновении через об-
шивку
Рис. 14.23. Схема защиты барабана с
боекомплектом самолета А-10А:

1 — потребный зазор; 2 — алюминиевая плита
для подрыва снаряда; 3 — точка разрыва сна-
ряда, 4 — боезапас; 5 — противоосколочная
броня

Рис. 14.22. Броневая защита барабана
с боекомплектом самолета А-10А:

4 — зазор; 2 — основная плита; 3 — допол-
нительные плиты

ред броней. Огневые испытания уязвимости самолета А-10 показа-
ли, что при попадании фугасного снаряда в барабан с 1350 снаря-
дами для пушки последний взрывается. Эти же испытания показа-
ли малую вероятность взрыва барабана с боекомплектом при
попадании в него бронебойного снаряда. Снизу и сбоку барабана
с боекомплектом на самолете А-10 установлен специальный экран
из алюминиевого сплава для подрыва поражающего фугасного сна-
ряда (рис. 14.22). В местах, где зазор между экраном и барабаном
меньше 300 мм экран усиливается алюминиевым листом толщиной
5 мм. При уменьшении зазора до 180 мм толщина усиливающего
листа увеличивается до 10 мм. Пробив такой экран, фугасный сна-
ряд успевает взорваться перед барабаном, экранированная броня
которого (рис. 14.23) способна защитить его от осколков фугасного
снаряда. Алюминиевая броня барабана в нижней части по дуге 270°
имеет толщину 10 мм и в верхней части по дуге 90° — толщину
3,5 мм. Из общего увеличения массы на защиту барабана с боеком-
плектом в 123 кг на броню приходится 71 кг, а на экраны 52 кг.

14.7.	КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНЫЕ РЕШЕНИЯ,
ПОВЫШАЮЩИЕ ЖИВУЧЕСТЬ САМОЛЕТА

Специальные конструктивно-компоновочные решения
позволяют существенно понизить уязвимость самолета при воздей-
ствии поражающих средств. Ниже приведены важнейшие из этих
решений.

1.	Дублирование и пространственное разобщение агрегатов:

а)	разнесение двух двигателей (рис. 14.24), исключающее их
поражение одним боеприпасом (расстояние между осями двигате-
лей не менее 3 м);

279
“• с


Рис. 14.24. Вид спереди самолета Р-14А с разнесенными двигателями

б)	применение двух килей вместо одного (рис. 14.25);

в)	разнесение дублированной механической проводки управле-
ния по бортам фюзеляжа и использование устройств отключения
заклиненной ее части (срывные муфты, срезные болты, пружин-
ные тяги). При жесткой проводке используются трубы увеличенно-
го диаметра для сохранения достаточной прочности при частичном
разрушении трубы;

г)	разнесение трубопроводов гидросистем, снижающее вероят-
ность их одновременного поражения.

2.	Защита двигателей от пожара:

установка противопожарной системы с датчиками сигнализации;
установка поперечных и продольных (при двух двигателях рядом)
противопожарных перегородок;

организация слива топлива из мотогондол при разрушении трубо-
проводов или топливных агрегатов;

исключение контакта топлива с обшивкой каналов воздухозабор-
ников.

3.	Расположение механической проводки управления и трубо-
проводов с учетом их экранирования конструкцией и оборудова-
нием.

4.	Применение тросовой проводки управления, снижающей ве-
роятность её поражения из-за малого диаметра троса и низкой ве-
роятности заклинения.

5.	Применение отсечных клапанов, изолирующих пораженный
участок трубопровода.

6.	Отключение второстепенных потребителей гидросистемы при
падении уровня жидкости в гидробаке ниже нормы.	п

Рис. 14.25. Вид спереди самолета А-ЮА с разнесенными килями
Рис. 14.26. Изменение максимального по-
перечного повреждения (МПП) в зави-
симости от относительной толщины лис-
та алюминиевого сплава

7.	Переход на электрическую
проводку управления с четырех-
кратным резервированием.

8.	Применение автономных
приводов с электродистанцион-
ным управлением.

9.	Компактная компоновка
важнейших агрегатов и их броне-
защита. Например, одна брониро-
ванная коробка приводов на два

двигателя.

10.	Конструктивные решения, направленные на повышение жи-

вучести агрегатов планера:

применение более вязких анизотропных материалов, обеспечи-
вающих минимальное разрушение при поражении (АМГ-6, компо-
зиционные материалы);

выбор толщины листовых деталей конструкции (/) с учетом
максимального поперечного повреждения (МПП) в мм при вероят-
ном поражении боеприпасами определенного калибра (р) в соот-
ветствии с экспериментальными данными (рис. 14.26);

резервирование силовых элементов с учетом перераспределения

эксплуатационных нагрузок в случае повреждения одного или не-
скольких элементов по оставшимся неповрежденным (например,
многолонжеронные конструкции крыла, киля, стабилизатора и фю-
зеляжа).

Комплекс конструктивных мероприятий по повышению боевой
живучести представлен на рис. 14.27 на примере самолета Р-18А.

14.8 ОПТИМИЗАЦИЯ ВЕСОВЫХ И СТОИМОСТНЫХ ЗАТРАТ
НА ПОВЫШЕНИЕ ЖИВУЧЕСТИ САМОЛЕТА

Увеличивая массу элементов конструкции, которые за-
щищают самолет от воздействия поражающих средств, мы снижа-
ем вероятность уязвимости самолета (2уяз. Но с возрастанием мас-
сы конструкции самолета, предназначенной для его защиты
при сохранении летно-технических характеристик самолета будет
увеличиваться его взлетная масса т0. В соответствии со значени-
ями градиентов взлетной массы по перетяжелению конструкции
для самолетов различных классов увеличение взлетной массы бу-
дет различным. С увеличением взлетной массы будет расти и сто-
имость самолета. Можно получить зависимость изменения стоимо-
сти потребного парка самолетов данного типа Спар от тза1Ц (рис.
14.28). По мере снижения уязвимости самолета при увеличении
ш3ащ можно для данной системы ПВО оценить уменьшение числа
Рис. 14.27. Конструктивные мероприятия по обеспечению живучести самолета
Р-18А:

1 — два топливных расходных бака с переменной толщиной протектора и закольцованной
системой питания; 2 — пенопластовый заполнитель; 3 — два двигателя; 4 — противопожарная
защита; 5 — бронеэкран между двигателями; 6 — противопожарные перегородки; 7 —
протектирование расходных трубопроводов; 8 — поропластовый заполнитель крыльевых ба-
ков; 9 — экранизация канала воздухозаборника в зоне баков; 10 — дублированная система
управления (механическая и электрическая)

сбитых самолетов при выполнении типовой операции и стоимость
потерянных самолетов парка Спот-

Используя математическое, полунатурное и натурное моделиро-
вание процессов, возникающих при повреждении самолета пора-
жающими средствами, и основываясь на принятой модели типовой
операции, можно получить количественную оценку уязвимости само-
лета в форме вероятности фуЯз- В качестве исходных данных необ-
ходимо иметь.

1.	Результаты анализа тактики применения самолета и средств
противодействия.

2.	Оценку номенклатуры поражающих самолет средств и) зон
поражения данного самолета.

3.	Результаты анализа ущерба самолету от средств противодей-
ствия.

На основе зависимостей стоимости потерянных самолетов и
стоимости потребного парка самолетов от массы систем защиты
можно получить и изменение стоимости типовой операции СОПер
(рис 14.29).

Поскольку* минимум функции Сопер ПО АПзащ ОбыЧНО ДОСТЗТОЧНО
пологий, можно говорить о диапазоне оптимальных значений мас-
сы средств защиты для данного самолета.
т защ

Рис. 14.28. Изменение стоимости пар-
ка и стоимости потерянных самолетов
в зависимости от массы систем за-
щиты

Рис. .14.29. Изменение стоимости опе-
рации в зависимости от массы систем:
защиты самолета

Самостоятельный интерес представляет задача оптимального
распределения установленного лимита массы средств защиты по
основным системам самолета. Если, например, для самолета штур-
мовика по зависимости, аналогичной изображенной на рис. 14.29,
установлена оптимальная масса средств защиты 2000 кг, то возни-
кает задача второго этапа приближения о таком распределении
этой массы по основным системам самолета, при котором обеспе-
чивается максимальное снижение вероятности уязвимости самоле-
та. Можно увеличивать массу броневой защиты, израсходовав весь-
лимит. Можно затратить значительную часть лимита массы на
введение дублирующих силовых элементов в конструкции агрега-
тов планера. Но можно и увеличить массу протектора топливных
баков и их поропластового заполнителя. Все конструктивные ме-
роприятия по снижению уязвимости самолета, связанные с увели-
чением массы, должны быть достаточно обоснованы.

Алгоритм оптимального распределения лимита массы по основ-
ным системам самолета представляет собой многошаговое реше-
ние задачи динамического программирования методом наискорей-
шего спуска. В произвольном порядке составляется перечень по
возможности большего числа конструктивных мероприятий по по-
вышению живучести самолета. При этом применительно к броне-
вой защите можно в качестве отдельных мероприятий рассматри-
вать, например, увеличение толщины брони на каждые 2 мм или
увеличение площади броневой защиты на каждый дм2. Также в ви-
де ряда мероприятий можно представить последовательное увели-
чение поверхности протектирования или объема заполнения топ-
ливных баков. Для каждого мероприятия присваивается порядко-
вый номер, определяются значения затрачиваемой массы и из-
менения вероятности уязвимости самолета Дфг- за счет внедрения
данного мероприятия. Можно показать, что наискорейшее умень-
шение вероятности уязвимости самолета обеспечивается при такой
последовательности мероприятий, которая формируется макси-
мальным значением критерия Д на данном шаге процесса. В ка-
честве критерия служит отношение изменения вероятности уязви-
мости самолета к затрачиваемой массе для данного мероприятия

г,. = ДО,./От,..	(14.2)
Определяются значения критерия Г» для всех мероприятий и вы-
бирается максимальное его значение Гтах. Процесс расходования
лимитной массы на повышение живучести самолета начинается с
принятия того мероприятия, значение критерия которого ока-
жется максимальным. На втором шаге принимается то меропри-
ятие, для которого значение 1\ окажется максимальным из числа
оставшихся и т. д. На каждом шаге проверяется расход лимитной
массы по неравенству	тплт. Процесс продолжается до

тех пор, пока весь лимит массы не будет израсходован, при этом
максимальное уменьшение вероятности уязвимости самолета обес-
печивается структурой критерия Г, определяющего выбор меро-
приятия по повышению живучести самолета на каждом шаге про-
цесса. Нереализованными остаются те мероприятия, которые тре-
буют больших затрат массы и обеспечивают минимальное сниже-
ние вероятности уязвимости самолета.

Наибольшее снижение вероятности уязвимости самолета будет
происходить при увеличении массы средств защиты
топливной системы, т. е. значение критерия Г топливной системы
для незащищенного самолета является максимальным. Затем по
мере увеличения массы средств защиты топливной системы мак-
симальным становится значение критерия Г системы броневой за-
щиты экипажа. Далее по мере убывания критерия Г следуют сис-
тема управления самолетом, силовая установка, агрегаты планера
и другие системы.

14.9.	КРАТКИЕ ВЫВОДЫ

Исследования физических основ поражающих воздействий на кон-
струкцию самолета и разработка методов проектирования и конструирования са-
молетов с повышенной живучестью обеспечивают создание самолетов с высокой
реальной эффективностью и безопасностью.

Решения, снижающие видимую, тепловую и радиолокационную контрастность
самолета, предусматривающие пространственное разобщение и дублирование важ-
нейших агрегатов, уже на стадии аванпроекта влияют на внешний облик и ком-
поновку проектируемого самолета. Оптимизация увеличения взлетной массы
за счет средств защиты самолета и его систем, бронирования, резервирова-
ния и реализации безопасно повреждаемой конструкции обеспечивает достижение
необходимого уровня живучести с учетом назначения проектируемой машины.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1.	Какие показатели используются для количественной оценки живучести са-
молета?

2.	Какие мероприятия снижают вероятность воздействия на самолет поража-
ющих средств?

3.	Какие 'конструктивные мероприятия снижают уязвимость са-
молета?

4.	Какие мероприятия увеличивают выживаемость экипажа и пассажиров при
попадании самолета в аварийную ситуацию?

5.	Каковы возможные зоны поражения фронтового самолета?
6.	Каковы возможные виды поражения топливных отсеков?

7.	Дайте сравнительный анализ систем защиты надтопливиого
пространства.

8.	Каковы методы защиты топдивных баков от потери топлива через про-
боины?

9.	Какие системы бронирования экипажа применяются на современных фрон-
товых самолетах?

10.	Какие компоновочные решения повышают живучесть основных систем са-
молета?

11.	Какие конструктивные мероприятия повышают живучесть системы управ-
ления самолета?
ПРИЛОЖЕНИЕ

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ ПО ОЦЕНКЕ НАДЕЖНОСТИ,
БЕЗОПАСНОСТИ И ЖИВУЧЕСТИ ПРОЕКТИРУЕМОГО
САМОЛЕТА ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ДИПЛОМНОГО ПРОЕКТА

Обеспечение высокой надежности, безопасности и живучести проек-
тируемого самолета — одна из важнейших целей дипломной работы. В период,
прохождения преддипломной практики студент, получив тему дипломного про-
екта, наряду с выполнением других заданий, должен изучить Нормы летной год-
ности и проанализировать тактико-технические требования, предъявляемые к
самолетам данного класса, в том числе и требования по надежности, безопасно-
сти и живучести. За время практики студент должен более глубоко изучить
отечественный и зарубежный опыт обеспечения этих свойств при проектировании
широко известных самолетов.

При подборе и обработке основных сведений, характеризующих особенности
отечественных и зарубежных самолетов-аналогов по отношению к проектируемо-
му студентом, необходимо обратить внимание на значения показателей их на-
дежности, безопасности и живучести, а также на конструктивные особенности,
их обеспечивающие.

Требования по надежности, безопасности и живучести проектируемого сту-
дентом самолета должны быть изложены во введении к объяснительной записке
дипломного проекта. В таблице прототипов объяснительной записки должны
приводиться значения показателей безотказности, эксплуатационной технологич-
ности, долговечности, безопасности. С учетом этих свойств следует выбирать
аэродинамическую и конструктивно-силовую схемы самолета, его компоновку
и оборудование.

Если дипломник располагает значениями показателей безотказности и экс-
плуатационной технологичности агрегатов и систем, аналогичных применяемым
в проекте, то расчет безотказности и трудоемкости технического обслуживания
приводится в разделе «Выбор схемы и определение основных параметров» объяс-
нительной записки. В той части записки, которая посвящена выбору силовой
установки, желательно обосновать выбранное число двигателей по критерию без-
опасности.

При разработке конструкции агрегата на основе консультаций со специалис-
тами по надежности в период преддипломной практики и изучения опубликован-
ных данных об опыте эксплуатации аналогичных агрегатов рекомендуется произ-
вести анализ наиболее вероятных отказов и дефектов проектируемого агрегата,
а также оценить составляющие трудоемкости его планового обслуживания в
пределах ресурса до первого ремонта. В этом случае в разделе «Конструкция и
расчет агрегата на прочность объяснительной записки приводится перечень
наиболее вероятных отказов и дефектов агрегата с указанием конструктивных
и технологических мероприятий, предусмотренных дипломником для повышения
безотказности проектируемого агрегата. В отдельных перечнях указываются кон-
структивно-проектировочные решения, направленные на снижение трудоемкости
планового обслуживания агрегата и обеспечение заданного для него полного
ресурса и ресурса до первого ремонта.

Достаточно подробная разработка одного из вопросов обеспечения безотказ-
ности, эксплуатационной технологичности, долговечности, безопасности и живуче-
сти проектируемого самолета, основанная на применении количественных мето-
дов и синтез^'оптимальных резервированных структур, оценки процессов устра-
нения неисправностей и профилактического обслуживания самолета, может быть
представлена в качестве специальной части дипломного проекта. Материалы ана-
лиза функциональных зависимостей между элементами системы, обработки
статистических данных об отказах и дефектах элементов аналогичных систем,
а также расчеты надежности оформляются в виде рукописи в соответствующем
разделе объяснительной записки с графиками на миллиметровой бумаге. Струк-
турные схемы, диаграммы, итоговые таблицы, уравнения и графики помещаются
на плакате, иллюстрирующем основные результаты исследования, представлен-
ного в дипломном проекте.	

По договоренности с консультантом раздела «Техника безопасности» допус-
кается использование соответствующей части объяснительной записки для вы-
полнения оценки безопасности проектируемого студентом самолета, согласован-
ной с руководителем дипломного проекта. В этой части записки могут быть при-
ведены расчеты безотказности и описаны конструктивные и технологические
мероприятия по повышению безотказности следующих систем и агрегатов, опреде-
ляющих безопасность проектируемого самолета: 1) крыло, фюзеляж, оперение;
2) силовая установка со всеми ее системами; 3) взлетно-посадочные устройства;
4) система управления самолетом; 5) система навигации в сложных метеоусло-
виях; 6) система автоматической посадки; 7) системы жизнеобеспечения экипа-
жа и пассажиров; 8) система аварийного покидания самолета.

ПЕРЕЧЕНЬ

возможных тем разделов НИР дипломных
проектов, посвященных вопросам повышения надежности самолетов

1.	Расчет и анализ безотказности системы планера самолета (например, сис-
темы управления).

2.	Сравнительная оценка вариантов системы планера самолета по безотказ-
ности (например, системы выпуска и уборки закрылков).

3.	Исследование влияния резервирования участков топливной системы на
безотказность силовой установки.

4.	Выбор числа двигателей по заданному значению показателя безотказности
самолета.

5.	Исследование вариантов конструкции шасси с минимальной трудоемкостью
технического обслуживания.

6.	Выбор оптимального резервирования элементов системы планера самолета.

7.	Анализ пределов рациональности увеличения веса конструкции крыла за
счет применения безопасно разрушающихся элементов конструкции по мини-
мальной себестоимости 1 т-км.

8.	Исследование рациональных параметров автоматического контроля рабо-
тоспособности систем планера самолета.

9.	Анализ влияния компоновки оборудования самолета на трудоемкость его
технического обслуживания.

’	10. Выбор оптимального состава оборудования самолета с учетом его надеж-

ности.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	Анцелиович Л. Л. Конспект лекций по курсу «Надежность самоле-
та», М.: Редиздат МАИ, 1971. 106 с.

2.	Анцелиович Л. Л. Оценка надежности самолета. М.: Редиздат МАИ, 1974,
34 с.

3.	Барлоу Р., Прошан Ф. Математическая теория надежности/Пер. с англ.
Под ред. Б. В. Гнеденко, М.: Советское радио, 1969. 488 с.

4.	Береговой Г. Т., Тищенко А. А., Шибанов Г. П. Безопасность космических
полетов. М.: Машиностроение, 1977. 264 с.

5.	Бойцов Б. В. Надежность шасси самолета. М.: Машиностроение, 1976.
216 с.

6.	Волков Л. И., Шишкевич А. М. Надежность летательных аппаратов. М.:
Высшая школа, 1975. 296 с.

7.	Гаркунов Д. Н., Поляков А. А. Повышение износостойкости деталей конст-
рукций самолетов. М.: Машиностроение, 1973. 200 с.

8.	Гнеденко Б. В., Беляев Ю. К., Соловьев А. Д. Математические методы в
теории надежности. М.: Наука, 1965. 524 с.

9.	Заренин Ю. Г., Стоянова И. И. Определительные испытания на надежность.
М.: Издательство стандартов, 1978. 168 с.

10.	Капур К., Ламберсон Л. Надежность и проектирование систем/Пер. с
англ. Под ред. И. А. Ушакова. М.: Мир, 1980. 604 с.

11.	Контроль технической исправности самолетов и вертолетов/Под ред.
В. Г. Александрова. М.: Транспорт, 1976. 360 с.

12.	Косточкин В. В. Надежность авиационных двигателей и силовых устано-
вок. М.: Машиностроение, 1976. 248 с.

13.	Мещерякова Т. П. Проектирование систем защиты самолетов и вертоле-
тов. М.: Машиностроение, 1977. 243 с.

14.	Проников А. С. Надежность машин. М.: Машиностроение, 1978. 592 с.

15.	Смирнов Н. Н. Техническое обслуживание и ремонт авиационной техники
по состоянию. «Воздушный транспорт», том 11. М.: ВИНИТИ, 1983. 168 с.

16.	Техническая эксплуатация летательных аппаратов/Под ред. А. И. Пугаче-
ва. М.: Транспорт, 1977, 440 с.

17.	Ушаков И. А. Методы решения простейших задач оптимального резерви-
рования при наличии ограничений. М.: Советское радио, 1969. 177 с.

18.	Шор Я. Б. Статистические методы анализа и контроля качества и надеж-
ности. М.: Советское радио, 1962. 552 с.

19.	ЭИ «Авиастроение». М.: ВИНИТИ, 1972, № 13 и № 42; 1974, № 3 и № 18;
1975, № 12 и № 16; 1976, № 20 и № 35.

20.	ЭИ «Воздушный транспорт». М.: ВИНИТИ, 1975, № 37 и 43; 1976, № 12
и № 20.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ

3

Авария самолета — 13

Автоматизированный контроль рабо-
тоспособности — 221

Анализ схемной надежности — 90

Б

Зависимый отказ — 26

Заказчик (потребителя) риск — 186

Замещение — 95

И

Безопасность полетов — 12, 235

— самолета — 12

Безотказность — 11

Биномиальное распределение—29

В

Вейбулла распределение — 34

Вероятность — 28

-— безотказной работы — 28

— доверительная— ПО

— отказа — 28

— случайного события — 28

Восстанавливаемое изделие — 41

Восстановление самолета — 46

Входной контроль — 205

Гамма — процентный ресурс — 190

Гистограмма — 63

Готовность самолетов — 51, 211

д

Диаграмма безотказной работы — 92

Дискретные случайные величины — 27

Дисперсия, определение — 30

Доверительная вероятность—110

-	— граница — 111

Долговечность самолета — 11

—	усталостная— 116

Ж

Живучесть самолета — 12, 255

Избыточность — 103

Интенсивность отказов — 39

—	восстановлений — 54

Исправное состояние— 12

Испытания летные— 191

— по методу доверительных интерва-
лов — 181

—	последовательные—186

— ресурсные — 188

— сертификационные— 191

— стендовые— 173

К

Катастрофа самолета —• 13

Карточка учета неисправности — 56

Качество — 207

Квантиль — 36

Классификация отказов — 26

Количественные показатели — 14

----безопасности — 16	‘

----безотказности — 14

----готовности — 14

----долговечности — 15

—	— живучести— 16

—	— сохраняемости — 15

----ремонтопригодности— 15

---- эксплуатационной технологич-

ности — 212

Комплекс авиационный — 258

Комплексная программа обеспечения
надежности— 156

Комплексные показатели надежно-
сти — 44, 51


Композиция законов распределения—
37

Коэффициент готовности — 44

— значимости — 103

— отказов — 59

— перекрытия ресурса — 189

Кратность резервирования — 93

Критерии надежности'— 44

— согласия — 66	''

*

л

Лямбда-характеристика — 39

Летное происшествие самолета— 13,
235

Логическая’схема событий—-99

М

Математическое ожидание — 30

Метод анализа надежности — 81

— дефектоскопии — 205

— доверительных интервалов— 181

— контроля качества — 207

— логических схем — 97

— неразрушающего контроля — 233

— последовательного анализа— 186

— расчета безотказности — 90

----коэффициентный — 100

-------структурных схем — 90
-------схемно-функциональный —

104

Н

Надежность, определение — 11

Налет — 59

— до отказа — 38

— на отказ — 48

Невосстанавливаемые изделия — 50

Неисправность — 13

Непрерывные случайные величины —
31

Нормальное распределение — 34

О

Обеспечение надежности— 157
Оптимизация затрат массы/веса/ —
281

•— резервирования — 109

— ресурса — 150

Основное уравнение надежности — 40

Отказ — 25 —

— внезапный — 26

— зависимый — 26

—	независимый — 26

—	несовместный — 26

—	полный — 189

—	совместный — 26

—	функциональный—13	,|

Оценка безотказности — 59	;

-	— ресурса — 122, 188

— статистическая точечная—110

П

Параметр потока отказов — 41, 59 •
— закона распределения — 33, 34, 35>

План испытаний — 180

Плотность вероятности отказа — 32

Повреждение — 13

Показатели надежности—14

Поломка самолета — 13, 235

Поражаемость самолета — 255

Порядок расчета надежности — 90?

108

Последовательные испытания— 186

Постепенный отказ — 26

Поток отказов —41

Предельное состояние — 13, 189

Причины отказов — 77

Программа обеспечения надежно-
сти — 157

Р

Работоспособность изделия — 13

Распределение — 27

— Биномиальное — 29

— Гнеденко — Вейбулла — 34

— нормальное — 34

— экспоненциальное — 33

Расчет безопасности — 239

— безотказности — 90

— ресурса — 121, 150

•	— эксплуатационной	технологично-

сти— 215

Резерв — 92

—	нагруженный — 94

—	ненагруженный — 95

—	облегченный — 95
Резервирование — 94

—	замещением—95

—	общее, поэлементное — 93

Ремонтопригодность — 11

Ресурс до первого ремонта — 141

—	гарантийный— 145

— межремонтный—15, 115, 142

— начальный— 141

— назначенный — 15

полный — 15, 143

Риски поставщика и потребителя —
186

С

Случайная величина — 27

Совместные отказы—91

Сохраняемость — 12

Срок службы— 15, 148

— сохраняемости—15, 146

Схемная надежность — 90

Схемно-функциональный метод рас-
чета безотказности—104

Т

Теория надежности — 42

Терминология надежности — 11

У

Условия эксплуатации— 176

Удельная трудоемкость обслужива-
ния — 212

Уязвимость самолета — 255

Э

Эксплуатационная технологичность —
212

Экспоненциальное распределение —
13

Эффективность самолета (исходная,
реальная) — 12, 17
ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Предисловие............................................................. 3

Введение  ............................................................   5

Глава	1 Основные понятия и показатели надежности, безопасности

и живучести самолета................................... 11

1.1.	Определения. Термины............................... II

1.2.	Количественные показатели надежности, безопасности
и живучести самолета..................................... 14

,	1 3. Взаимосвязь эффективности, надежности и живучести

\ самолета.................................................. 17

1.4.	Экономический аспект проблемы повышения надежно-
сти самолета......................> . ..........	19

1.5.	Значение надежности	самолета..................... 21

1.6.	Краткие выводы..................................... 2^

Контрольные вопросы...................................................  23

Глава 2 Теоретические основы надежности...............................  24

2.1.	Краткий обзор публикаций по надежности технических
устройств................................................ 24

2.2.	Понятие отказа как случайного	события.............. 25

2.3.	Виды отказов	и неисправностей...................... 25

2.4.	Дискретные случайные величины и вероятности их рас-
пределения .............................................. 27

2.5.	Числовые характеристики дискретных случайных вели-
чин ........................................... ,	,	,	30

2.6.	Непрерывные случайные величины и функции их рас-
пределения .............................................  31

2.7.	Основные свойства	показателей безотказности ...	37

2.8.	Краткие выводы...................................   42

Контрольные вопросы и задания...................;	. ..................  42

Глава 3 Критерии надежности самолета..................................  44

3.1.	Особенности функционирования самолета и анализ воз-
можных критериев оценки надежности его систем . .	44

3.2.	Безотказность самолета за время выполнения задания 45
3.3. Надежность группы самолетов при отсутствии восста-
новления ...............................................  50

3.4.	Надежность группы самолетов при наличии восстанов-
ления .................................................  53

3.5.	Краткие выводы..................................... 55

Контрольные вопросы и задания . . . . . . ............................. 55

Глава 4 Обработка и анализ статистических данных об отказах и
неисправностях систем самолетов........................................ 56

4.1.	Системы учета отказов и неисправностей авиационной
техники................................................  56

4.2.	Изменение коэффициента отказов и параметра потока
Стр.

отказов основных систем самолета по годам эксплуата-

ции ...............................................   58

4.3.	Распределение отказов и неисправностей по налету са-
молета ..............’	. . ............................. 61

4.4.	Фактические значения показателей безотказности совре-
менных самолетов....................................  .	72

4.5.	Нормирование безотказности	самолета................ 73-

4.6.	Краткие выводы...................................... 73

Контрольные	вопросы.................................................   76

Глава 0 Причины отказов и неисправностей элементов конструкции
самолета (физика отказов) . ..........................................

5.1.	Основные тенденции изменения конструкции современ-

ных самолетов, влияющие на их безотказность . . .	77

5.2.	Анализ карточек неисправностей ..................... 81

5.3.	Причины типовых отказов и неисправностей систем пла-
нера самолета............................................ 81

5.4.	Конструктивные мероприятия по повышению надежно-
сти систем планера самолета.............................. 84

5.5.	Краткие выводы.....................................  89

Контрольные вопросы..................................................... 89

Глава 0 Расчетные методы оценки безотказности систем и самолета
в целом на этапе проектирования.......................................  90

6.1.	Метод структурных схем ............................. 90

6.2.	Некоторые теоремы и понятия теории вероятностей, не-
обходимые при расчетах надежности систем ....	91

6.3.	Последовательное и параллельное функционирование
элементов................................................ 92

6.4.	Резервирование замещением........................... 95

6.5.	Метод логических	схем..............................  97

6.6.	Коэффициентный метод оценки безотказности систем
самолета................................................ 100

6.7.	Оценка безотказности сложных систем с функциональ-
ной избыточностью.......................................  103

6.8.	Алгоритм оценки безотказности самолета в целом на
этапе эскизного проекта................................. 108“

6.9.	Оценка точности расчетных значений показателей без-
отказности ............................................ 110‘

6.10.	Краткие выводы...................>................ 112

Контрольные вопросы и задания.......................................... 113

Г лава	/ Долговечность и сохраняемость самолетов..................... 114

7.1.	Взаимосвязь долговечности, сохраняемости и надежно-
сти самолета .......................................... 114

7.2.	Методы оценки усталостной долговечности деталей
планера самолета....................................... 115

7.3.	Конструктивные мероприятия по обеспечению заданной
долговечности и сохраняемости самолета................. 123

7.4.	Безопасно повреждаемые (разрушающиеся) конструк-
ции .................................................  136-

7.5.	Ресурс и срок службы до первого ремонта.......... 141

7.6.	Полный ресурс и полный срок службы............... 143

7.7.	Гарантийный ресурс............................... 145

7.8.	Сохраняемость самолетов  ........................ 146

7.9.	Фактические значения показателей долговечности сов-
ременных самолетов..................................... 147

7.10.	Оценка оптимального полного ресурса самолета . .	150

7.11.	Краткие выводы................................... 153

Контрольные вопросы...........................................  .	. .	153
8

Глава

Стр.

&

Экспериментальные работы по повышению надежности на

этапе проектирования самолета.......................... 155

8.1.	Значение экспериментальных исследований .......... 155

8.2.	Организация экспериментальных работ (ЭР) . . . .	156

8.3.	Испытания образцов новых материалов............... 160

8.4.	Исследование характеристик теплопроводности конст-
рукции ................................................ 161

8.5.	Экспериментальное технологическое опробование спосо-
соб изготовления деталей и агрегатов................... 162

8.6.	Исследования работоспособности элементов конструк-
ции на образцах........................................ 163

8.7.	Испытания на усталостную долговечность конструкции 166

8.8.	Исследования надежности на конструктивно-подобных
натурных моделях (отсеках)............................. 169

8.9.	Стендовые испытания агрегатов и систем на функ-
ционирование .......................................... 173

8.10.	Экспериментальные исследования параметров внешней
среды систем самолета в летных условиях.................176

8.11.	Краткие выводы................................... 179

Контрольные вопросы..................................................  179

Глава 9

Контрольные

Глава Ю

Контрольные

Глава	11

Оценка фактической надежности агрегатов, систем и само-
лета в целом по результатам испытаний.................

9.1.	Метод фактической наработки на отказ (доверительных
интервалов) ..........................................

9.2.	Метод последовательных испытаний.................

9.3.	Определение фактического ресурса агрегатов самолета
по результатам испытаний...............................

9.4.	Краткие выводы...................................

вопросы и задания.......................................

Обеспечение надежности при производстве самолетов

10.1.	Технологические способы обеспечения надежности .

10.2.	Контроль качества и надежности продукции на заводе

10.3.	Системы управления качеством....................

10.4.	Краткие выводы..................................

вопросы ................................................

Эксплуатационная технологичность самолета............

180

181

186

188

192

193

194

194

204

207

210

210

211

11.1.	Значение эксплуатационной технологичности самолета 211

11.2.	Удельная трудоемкость технического обслуживания	212

11.3.	Фактические значения показателей эксплуатационной
технологичности современных самолетов....................213

11.4.	Расчетная оценка удельной трудоемкости техни-
ческого обслуживания самолета........................... 215

11.5.	Конструктивные решения, повышающие эксплуатаци-
онную технологичность самолета.......................... 217

11.6.	Бортовые и наземные системы контроля..............221

11.7.	Методы технического обслуживания................. 222

11.8.	Краткие выводы................................... 224

Контрольные вопросы.................................................   225

Г лава	12 Обеспечение надежности самолетов в процессе эксплуатации 226

12.1.	Обеспечение высокого качества предварительной, пред-
полетной и послеполетной подготовок самолета . . .	226

1^.2. Подготовка самолета к повторному вылету. Цикловой
график............................................... 228

12.3.	Влияние периодического обслуживания самолета на
его надежность.......................................... 229
12.4.	Роль наземного оборудования в обеспечении надежной

эксплуатации самолетов............................. 231

12.5.	Изоляция самолетов от вредных воздействий ....	232

12.6.	Профилактический ремонт самолетов — важное сред-
ство обеспечения их	надежности........................232

12.7.	Краткие выводы................................... 234

Контрольные вопросы................................................... 234

1 лава 13 Безопасность самолетов...................................... 235

13.1.	Виды летных происшествий........................ 235-

13.2.	Фактические значения показателей безопасности само-

летов ............................................

13.3.	Основные причины летных происшествий современных
самолетов.............................................

13.4.	Конструктивные мероприятия по повышению безопас-
ности самолетов.......................................

13.5.	Выбор числа двигателей по критерию безопасности .

13.6.	Роль экипажа в обеспечении безопасности полетов . .

13.7.	Бортовые средства обеспечения безопасности полетов

13.8.	Наземные средства обеспечения безопасности полетов

13.9.	Безопасность при техническом обслуживании самолетов

13.10.	Краткие выводы................................

Контрольные вопросы и задания.......................................

Глава 14 Живучесть самолета.........................................

14.1.	Основные определения. Показатели важнейших свойств

14.2.	Выживаемость экипажа и пассажиров..............

14.3.	Возможные зоны поражения самолета различными
средствами...........................................

14.4.	Воздействие различных поражающих средств на само-
лет .................................................

14.5.	Защита топливных отсеков самолета от воздействия
поражающих средств..................................

14.6.	Броневая защита экипажа и важнейших агрегатов

14.7.	Конструктивно-компоновочные решения, повышающие
живучесть самолета....................................

14.8.	Оптимизация весовых и стоимостных затрат на повы-
шение живучести самолета.............................

14.9.	Краткие выводы.................................

Контрольные вопросы.................................................

Приложение..........................................................

Список литературы...................................................

Предметный указатель........................................  ,	, ,

239

244

245

247

250

251

252

253

254

254

255
255>

260

261

263-

265

279

281

284
284-

286
288-
280
I

Леонид Липманович Анцелиович

* НАДЕЖНОСТЬ, БЕЗОПАСНОСТЬ
И ЖИВУЧЕСТЬ САМОЛЕТА

Редактор Л. И. Коваленко
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор Л. А. Макарова
Корректоры Л. Е. Сонюшкина и А. М. Усачева

МБ № 4183

<дано в набор 16.10.84.

Подписано в печать 06.02.85.	Т-01839.

•Формат 60X90716

Бумага типографская № 1.

Гарнитура литературная

Печать высокая

Усл. печ. л. 18,5. Усл. кр.-отт. 18,5.

Уч.-изд. л. 20,55. 1йраок 5 900 экз.

Заказ 943	Цена 1 р. 1'0 к.

Ордена Трудового Красного Знамени
издательство «Машиностроение»,

?	107076, Москва, Стромынский пер., 4.

Московская типография № 8 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР,
по делам издательств, полиграфии
я книжной торговли,
101898, Москва, Центр, Хохловский пер., 7.