ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ОЦЕНКА УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ИЗДЕЛИЙ АТ

Функциональная оценка условий эксплуатации базируется на известных по­ложениях, о том, что надежность изделий закладывается при проектировании и изготовлении, подтверждается при испытаниях и реализуется в процессе экс­плуатации. При отсутствии опыта эксплуатации данного типа изделия АТ реша­ется задача прогнозирования его надежности по данным предшествующих эта­пов жизненного цикла изделия и опыта эксплуатации аналогов.

Для механических систем ВС и механических изделий в системах АиРЭО изменение надежности связано в основном с постепенным развитием и накопле­нием неисправностей, обусловленных конструктивными свойствами данных из­делий и характером воздействия на них функциональных условий эксплуатации.

Свойства изделий сопротивляться воздействию функциональных эксплуата­ционных факторов целесообразно представить обобщенным понятием прочно­сти, определяющим способность изделия выполнять требуемую функцию без повреждения под воздействием эксплуатационных напряжений. Эксплуатаци­онное напряжение определяет нагрузки, стремящиеся вызвать повреждение из­делия в процессе эксплуатации.

Изменчивость прочности обусловлена различиями в свойствах материалов, процессами изготовления и временными изменениями в свойствах материалов (вследствие усталости, коррозии, износа и т. д.), т. е. распределение прочности есть функция времени, а распределение напряжений, также есть функция време­ни, но относительно эксплуатационных факторов.

При проектировании изделия полагают, что нагрузки определяются рас­четными типовыми условиями эксплуатации и остаются неизменными, а рас­пределение прочности изделия известно на основе закономерностей развития повреждений различных видов — усталости, износа, трения, коррозии, упругой
деформации, температурной деформации, ползучести, выкрашивания и других, определенных расчетными или экспериментальными методами оценки при за­данных условиях (эксплуатации).

Если параметры распределений прочности и напряжения для изделия из­вестны, то оценку надежности изделия можно определить из их совместного распределения. Такая постановка допустима, если в течение заданного интерва­ла времени эксплуатации изделие не изменяет существенно своих качеств (рис. 3.9.).

Совместное распределение прочности и напряжения есть функция [29]

F(t) = l. PiFi(t), (3.24)

;=1

где Pi — неотрицательные числа, такие что:

ZP,= 1.

1=1

S

н

о

о

X

н

к

о

Cl

Рис.3.9. Параметры напряжения и прочности

Поскольку режимы ТОиР изделия формируются для поддержания (восста­новления) надежности изделия через интервалы наработки (времени), то их формирование на этапах проектирования и испытаний производится при сле­дующих условиях: распределение напряжений остается неизменным, а распре­деление прочности изменяется во времени, причем появление отказа зависит от текущего значения напряжений, а не от его изменения в прошлом.

Распределение напряжений для изделий АТ на этапах проектирования, изго­товления и испытаний определяется циклом нагружения за типовой полет в ти­повых условиях эксплуатации суммированием нагружений по этапам полета (руление, разбег, набор высоты, горизонтальный полет, снижение, пробег):

(3.25)

Получение спектров нагрузок, действующих на изделие за полет, основыва­ется на результатах расчетов, моделирования, лабораторных исследований и ис­пытаний, а также на результатах, полученных в летном эксперименте, причем для конкретного типа изделий под нагрузкой понимается любой вид воздействия (сила, давление, температура, мощность, работа и т. д.) или их обобщенные ха­рактеристики, вызывающие появление различных видов повреждений (каждого или нескольких), определяющих надежность изделия.

В условиях неопределенности понятия «цикл нагружения» значения величин и повторяемости нагрузок в общем случае зависят от принятых расчетных моде­лей процессов изменения технического состояния изделия, методов расчета и способов измерения нагрузок, что вызывает большие трудности при последую­щем определении эквивалентов нагружений между типовыми, ожидаемыми и реальными условиями эксплуатации изделий.

Однако при формировании режимов ТОиР изделий и последующей оценке на их основе ЭТХ ВС главная задача состоит не в поиске эквивалентов нагруже­ний, что необходимо для обоснования ресурсов, а в определении параметров распределения нагружений с учетом неоднородности нагружения изделий в раз­личных условиях их эксплуатации. Решение этой задачи обеспечивает возмож­ность определить параметры распределения прочности по наработке изделия и соответственно рассчитать вероятности появления повреждений этих изделий при различной наработке и в различных условиях эксплуатации.

Величина нагружений за полет в произвольных 1-х условиях эксплуатации изделий АТ относительно расчетных значений нагружений при заданных уровнях эксплутационных факторов с учетом (3.11) оценивается следующим образом:

(3.26)

п — число учитываемых факторов.

За единицу измерения целесообразно принять нагружения, действующие на изделие за типовой полет, выполненный в типовых условиях эксплуатации, что позволяет использовать результаты проектировочных расчетов и ресурсных ис­пытаний изделий, систем и ВС в целом. Необходимо отметить, что такая отно­сительная единица измерения эквивалентна фактическому распределению на­гружений изделия с той точностью, которую обеспечивают принимаемая при
расчетах теоретическая модель накопления и развития видов повреждений изде­лия и математические методы расчета повреждений. В общем случае величина эквивалента может быть неизвестна.

Величина относительного изменения нагружения изделия при отклонении фактических условий эксплуатации от их типовых значений определяется по каждому эксплуатационному фактору раздельно с последующим построением функциональной и регрессионной моделей, обобщающих суммарное относи­тельное отклонение фактических условий эксплуатации изделия от их типовых значений.

Выявление зависимостей изменения нагружений при отклонении фактиче­ских условий эксплуатации от их типовых проводится при следующих логиче­ских ограничениях:

1. При изменении /-го эксплуатационного фактора, все другие остаются неиз­менными.

2. При изменении условий эксплуатации меняется только спектральная плот­ность нагрузок, действующих на изделие, а вид закона распределения нагру­зок не меняется.

Расчет величины изменения нагружений при изменении /-го фактора экс­плуатации и их нормирование и суммирование, согласно (3.25 — 3.26), выполня­ется в следующей последовательности:

1. Определяется функция (детермированная или стохастическая) связи нагру­жений с эксплуатационным фактором.

2. Рассчитывается значение функции для типового и фактического значения /-го фактора.

3. Определяется относительное изменение 5і нагружений за полет от /-го фак­тора по (3.26) и далее определяется величина (1+5) суммированием 5і по всем «-учитываемым в расчетах и испытаниях эксплуатационным факторам. Если эквиваленты расчетных и реальных нагружений известны, то величина

(1+5) позволяет определить фактическую прочность изделия в каждый момент времени в реальных г’-х условиях эксплуатации. При неизвестном эквиваленте исчисление прочности является относительным, однако для решения задачи формирования режимов ТОиР это несущественно.

Потребность в работах ТОиР определяется из распределения надежности из­делия по наработке, а такое распределение в каждый момент времени t опреде­ляется функциями прочности и нагружений, следовательно, исчисляя наработку изделий относительно фактических нагружений и определяя прочность в после­довательные моменты наработки, находится распределение надежности с уче­том условий эксплуатации.

Исчисление приведенной наработки с учетом условий эксплуатации изделия:

П

в полетах: Мір = М,- (1 + £ 8і );

і=і

где Nl, Ti — фактическая наработка изделия в полетах и часах соответственно;

Мір, 7пр — приведенная наработка изделия.

Пересчет фактической наработки изделия на приведенную обеспечивает од­нородность выборки отказов изделий относительно условий эксплуатации всех ВС парка и позволяет получить эффективные и несмещенные оценки показате­лей надежности изделия в эксплуатации. Совместное рассмотрение расчетных и фактических распределений показателей надежности обеспечивает оптимальное формирование режимов ТОиР. Расчет оценок показателей надежности изделия производится известными методами математической статистики на основе функциональных связей между показателями, что обеспечивает взаимный пере­ход от одних показателей надежности к другим.

Рассмотрим функциональную оценку условий эксплуатации для элементов конструкции планера самолета, т. к. планер самолета является основой конст­рукции, определяющей режимы ТОиР самолета в целом.

Учитывая, что техническое состояние самолета в целом зависит от техниче­ского состояния планера, а основным видом неисправностей планера, как уже указывалось, являются усталостные повреждения, которые составляют до 90% всех неисправностей, и их появление и развитие связано с наработкой самолета и условиями его летной эксплуатации, предлагается производить функциональ­ную оценку условий эксплуатации по силонагруженности элементов конструк­ции (ЭСК). Мерой сравнения условий эксплуатации по их воздействию на ЭСК принимается силонагруженность ЭСК за типовой (среднестатистический) полет, выполненный в стандартных атмосферных и аэродромных условиях. Тогда сравнение условий эксплуатации сводится к выявлению физической сущности влияния изменения /-го параметра полета на изменение силонагруженности ЭСК и последующему нормированию полученной величины относительно силонаг­руженности данного ЭСК в типовом полете.

Силонагруженность (D) ЭСК выражается через действующие моменты и их повторяемость при ступенчатой аппроксимации спектра амплитуд [30]:

	‘	т	т
£> =—•	к I	Z(2MaiM maxi)*//,’	+ (Ш™М™)2
С	j=i	i=l

где D — силонагруженность ЭСК за полет;

М а — М j — среднее амплитудное и максимальное значения моментов, действующих на ЭСК на /-м участке полета;

т — показатель наклона кривой выносливости Веллера, аппроксимирован­ной зависимостью MmN = С ;

средняя дифференциальная повторяемость момента

(2AfaiM max/)0,5 J

С — постоянная выносливости ЭСК;

ЗВЗ — цикл «земля — воздух — земля».

При расчете силонагруженности ЭСК в типовом полете согласно рекоменда­циям ЦАГИ используются соотношения

MZ — АМъМтт и М™ = ДМз + Мтх (3.29)

где, А/- максимальный и минимальный моменты цикла «звз» в типо­вом полете;

ДМв, ДМз — величины приращений моментов, соответствующих медианно­му значению их интегральной повторяемости, в воздухе и на земле соответ­ственно;

Мтт, Мпа — средние значения моментов, действующих на ЭСК на этапах го­ризонтального полета и на земле соответственно, которые определяются из соотношений:

//пол(ДЛ/е — Л/mrn) — 0,694;

//вал(ДЛ/э — А/#из) + Япос(ДЛ/, — Л/mj) + //рул(ЛЛ/і — А/іиз) 0,694,

где //пол — интегральная повторяемость пиков положительных приращений на­грузки по отношению к нагрузке горизонтального полета, за полет типовой; Явзл, Ялос, Ярул — интегральная повторяемость пиков отрицательных прира­щений нагрузки на взлете, рулении и посадке типовых по отношению к стоя­ночной.

Тогда

— Мэвэ — Л/ій3 — м + м

Мэвэ = птах пип. _ шах гп г 11 min m

о 2 * /ягп 2

Получение спектров нагрузок, действующих на ЭСК, основывается на расче­тах по среднестатистической атмосфере или по результатам измерения нагрузок в летном эксперименте [31, 32]. В условиях неопределенности понятия «цикл нагружения ЭСК» величина D зависит от принятых методов измерения и расче­та величины и повторяемости нагрузок, действующих на ЭСК, поэтому условия эксплуатации целесообразно оценивать величиной отношения DID, которое характеризует среднее отклонение силонагруженности ЭСК в произвольном по­лете относительно типового полета, причем величины D и D должны быть рассчитаны одним методом. Неопределенность цикла нагружения вызывает большие трудности при поиске эквивалентов нагружений при испытаниях и в эксплуатации, что требуется для обоснования безопасных ресурсов. Однако при формировании режимов ТОиР задача состоит в поиске такого метода исчисле­ния наработки ЭСК, который позволяет учесть различия в условиях эксплуата­ции экземпляра ВС и в условиях нагружения каждого типа ЭСК данного экзем­пляра ВС. Сравнительная оценка условий эксплуатации по силонагруженности ЭСК определится из выражения [16, 33]

D ^

1 + 8 = = = l + P/2a!/Pi’ (33°)

u 7=1

где 5 — сравнительная оценка условий эксплуатации;

ADj

Ру = -=— — относительное изменение силонагруженности ЭСК за j-й этап полета;

рj-DjlD — относительная доля силонагруженности ЭСК, вносимая j-м эта­пом полета;

D, D — силонагруженность ЭСК за типовой и произвольный полеты соответ­ственно;

а у — коэффициенты, учитывающие отклонения атмосферных и аэродром­ных условий полета от принятых типовых.

Основными переменными параметрами летной эксплуатации самолета яв­ляются: продолжительность полета, высота полета, скорость полета и полетная масса самолета. Полагается, что указанные параметры полета не коррелированы между собой, а упругостью конструкции планера допустимо пренебречь в рас­сматриваемой задаче сравнительной оценки условий эксплуатации. Получены следующие расчетные выражения.

1. Продолжительность полета.

Изменение продолжительности полета (t) вызывает изменение силонагру­женности ЭСК вследствие изменения повторяемости нагрузок на этапах гори­зонтального полета, что отражается и на величине М™ . Сравнительная оценка условий эксплуатации |5(/)| при изменении продолжительности полета соста­вит:

5(0 = Рг. п.Рг. п.(0 + Р звзРзвз (О, (3.31)

где Рг,.(0=’гп— <г-п=у,;

г. п.

Изменение продолжительности полета вызывает смещение интегральной кривой Япол на величину ДЯ^, что приводит к изменению оценки медианного значения АМВ на величину

bM(t) — ДМВ •^0ЛП1-.у/,

^пол

полагая, что кривая интегральной повторяемости Япол смещается эквидистант­но (рис. 3.10.).

где v, — относительное изменение продолжительности полета;

5M(t) — относительное изменение ЛС3Х при изменении t;

Япол, Япол гп — интегральная повторяемость приращений нагрузки на ЭСК по отношению к нагрузке горизонтального полета за полет и горизонтальные этапы полета соответственно;

h. n.Jr. n — продолжительность горизонтальных участков полета произвольно­го и типового соответственно;

МГ — среднее амплитудное значение моментов цикла ЗВЗ в типовом поле­те.

2. Скорость полета.

Изменение скорости полета (v) вызывает изменение повторяемости и вели­чины нагрузок, действующих на ЭСК на этапах горизонтального полета, что от­ражается и на величине Af“a3x. Сравнительная оценка условий эксплуатации |5(v)| при изменении скорости полета составит

^(V) РГ. П.Рг. П. (v) РзвзРзвз (v)>

О, 1Х, Япол. г.п. V —V

ом (v) = ДМп ———— Vv; w = —з—;

//пол. v

Маіг. п.; М max і. г.п — амплитудное и максимальное значения момента, дейст­вующего на ЭСК на г’-м участке горизонтального полета; v, v — средняя скорость полета произвольного и типового соответственно; vv — относительное изменение скорости полета;

ЪМ(у) — относительное изменение М“3Х при изменении V.

3. Высота полета.

Изменение высоты полета (Я) вызывает изменение повторяемости и величи­ны нагрузок, действующих на ЭСК на этапах горизонтального полета, что отра­жается и на величине М^х. Полагается, что при изменении высоты полета спектр нагрузок, действующих на ЭСК, не меняется, а меняется только их спек­тральная плотность. Сравнительная оценка условий эксплуатации |б(Я)| при изменении высоты полета составит:

p-p.

_ J

V

ЬМ(Н) — относительное изменение при изменении Я; vp — относительное изменение плотности воздуха;

Vh — относительное изменение повторяемости перегрузок от турбулентности атмосферы;

Nh Яг-средняя повторяемость перегрузок от турбулентности атмосферы на 1 км полета — положительных и отрицательных [34];

р, р — плотность воздуха на высоте типового и произвольного полета соот­ветственно.

4. Полетная масса самолета.

Изменение полетной массы самолета вызывает изменение величин нагрузок, действующих на ЭСК на всех этапах полета, что отражается на величинах ЛСаХ > — Возможны различные варианты изменения полетной массы само­

лета вследствие: изменения массы топлива в кессонах крыла, различной ком­мерческой нагрузки в фюзеляже, пропорционального изменения масс топлива в крыле и фюзеляже. Сравнительная оценка условий эксплуатации |б(Л/)[ при из­менении полетной массы самолета составит

ЧМ) + Хр/г. п.Рг. п. Ш) + РзззРзвз (М) + РзРз (М), (3.34)

»=1

где

а) при изменении массы топлива в крыле:

Рз(Л/) = |1-^тА/ | -1;

б) при изменении коммерческой нагрузки в фюзеляже:

Рг. п.(А/)=-

Рз(АО =

в) при пропорциональном изменении масс в крыле и фюзеляже:

vm — относительное изменение полетной массы самолета;

Mat», М min /з — амплитудное и минимальное значения моментов, действую­щих на ЭСК при рулении, разбеге и пробеге типовом;

М, М — масса самолета в произвольном и типовом полете соответственно.

На рис. 3.11 приведены типовые зависимости изменения силонагруженности ЭСК в произвольном полете относительно силонагруженности ЭСК в типовом полете.

Анализ зависимостей на рис. 3.11 показывает следующее:

■ уменьшение высоты полета вызывает существенно большее изменение си­лонагруженности ЭСК, чем аналогичное увеличение высоты полета;

■ относительная силонагруженность ЭСК изменяется линейно при отклонении параметров полета (кроме высоты) от типовых значений в интервале ±15^20%;

■ отклонение атмосферных и аэродромных условий полета от типовых вызы­вает эквидистантное смещение кривых на рис. 3.11 вдоль оси абсцисс;

■ учет упругости конструкции или расчет сравнительной оценки условий экс­плуатации по другому типу ЭСК приводит к изменению угла наклона кри­вых на рис.3.11 к оси абсцисс.

Рассмотренный метод функциональной оценки условий эксплуатации целе­сообразно применять на начальном этапе эксплуатации, когда отсутствует ин­формация о техническом состоянии ВС и его изделий.

По мере накопления информации о техническом состоянии изделий прово­дится статический анализ условий эксплуатации (раздел 3.2), в котором выявля­ется регрессионная зависимость технического состояния изделий от условий эксплуатации ВС.

Рис 3.11. Изменение относительной силонагруженности ЭСК
при отклонении параметров полета от типовых значений

Пример. На основе изложенного и по данным примера (раздел 3.2) произведен пересчет на­работки элемента конструкции крыла самолета Як-40 и выполнен расчет интенсивности появления трещин по статистическим данным эксплуатации парка Як-40.

Результаты расчетов приведены в табл. 3.5 и на рис. 3.12 и 3.13.

Анализ результатов расчета показывает, что учет реальных условий эксплуатации самолетов существенно изменяет характер распределения элементов по наработке и интенсивности отказов. Распределение элементов по наработке с учетом условий эксплуатации сдвинуто в сторону боль­ших наработок. Эквивалентная наработка 20% элементов превышает максимальную наработку самолетов парка, а для 4 — 6% элементов такое превышение составляет 20-30% (см. рис. 3.12).

Оценка интенсивности появления трещин (отказов элементов) без учета условий эксплуата­ции завышена на малых наработках самолетов, что приводит к неоправданному увеличению объ­емов работ по ТОиР на ранних этапах эксплуатации самолетов. Исчисление наработки элементов с учетом условий эксплуатации самолетов позволяет ранжировать нормативы надежности, а следо­вательно, объемы и периодичность работ ТОиР этих элементов в зависимости от условий эксплуа­тации самолетов.

Рис. 3.13. Интенсивность появления трещин на элементе крыла Як-40: —- по эквивалентной наработке элемента крыла

Рис. 3.12. Распределение парка самолетов Як-40: — по наработке самолетов

 

Приведение условий эксплуатации самолетов МВЛ к типовым по воздействию на элементы конструкции Аэропорт У, у, н у, Ус 5, 5я 8с 8 общ К-во по­летов за меж­ремонт­ный ресурс Приведенная наработка посадки ч налета Мин. Воды 0,5 0,94 0,0328 -0,0461 0,1066 -0,0232 0,0186 0,1602 4000 4641 6961 Днепроперовск 0,46 1,05 -0,0382 -0,0408 0,0998 0,0264 0,0168 0,2802 4109 5261 7681 Волгоград 0,32 0,94 0,0306 -0,0738 0,0672 -0,0218 0,0274 0,1042 4545 5019 6625 Кишинев 0,42 0,9 0,0478 -0,0215 0,089 -0,0334 0,007 0,0896 4225 4603 6537 Ростов 0,42 1 0,0066 -0,0577 0,089 -0,0031 0,0236 0,1894 4225 5026 7136 Кировоград 0,24 1,12 -0,0565 -0,0477 0,05 0,0494 0,0203 0,2185 4838 5896 7310 Ташкент -0Д6 1,05 -0,0336 -0,073 -0,0336 0,0272 0,029 -0,0111 6000 7064 5933 Душанбе 0 1,03 -0,0233 -0,0154 0 0,0153 0,0048 0,0243 6000 6146 6145 Ош -0,19 1,0 0,0044 -0,023 -0,0397 -0,0022 0,0071 -0,0562 6000 6991 5662 Одесса 0,21 1,12 -0,0542 -0,0477 0,0477 0,0483 0,0203 0,1988 4958 5944 7192 П-Камчатский 0,26 1,0 0,0044 -0,0484 0,0546 -0,0002 0,0176 0,1223 4761 5344 6733 Якутск 0,64 0,84 0,0877 -0,0361 0,1368 -0,0531 0,013 0,1199 3658 4097 6719 Братск 0,16 0,94 0,0219 -0,0723 0,0288 -0,0333 0,0268 0,0485 5172 5423 6290 Владивосток 0,36 1,17 -0,0798 -0,07 0,0772 0,0745 0,0274 0,3727 4411 6056 8236 Фрунзе -0,17 1,03 -0,0133 -0,0761 -0,0359 0,0108 0,027 -0,0257 6000 7043 5845 Тбилиси 0 2,5 -0,1972 -0,0615 0 0,559 0,0254 1,5358 6000 9228 9228 Баку 0,23 1,5 -0,1521 -0,0554 0,05 0,2154 0,023 0,646 4878 8029 9875

Рассматривая усталостные трещины ЭСК как индикаторы накопления усталостных поврежде­ний, определяющих остаточную прочность ЭСК, по результатам расчетов был сделан вывод, что между длиной (L) трещин ЭСК в эксплуатации и величиной 5 (рис.3.14) существует корреляция г(£, 5 )=0,909, а аналогичная корреляция между 5 и параметром у (разд. 3.2) г(L. у )=0,85+0,93.

Таким образом, статистические модели, построенные на реальных эксплуа­тационных данных, и функциональные модели, построенные на физических процессах накопления усталостных повреждений, по теоретическим и экспери­ментальным данным об эксплуатационных напряжениях тождественно отража­ют реальные воздействия условий эксплуатации и могут быть использованы для оценки надежности ЭСК в различных условиях эксплуатации при формирова­нии режимов ТОиР.

Аналогичный подход может быть использован и для оценки других видов повреждений в зависимости от условий эксплуатации и конкретных типов изде­лий АТ в следующей последовательности этапов:

1. Оцениваются условия эксплуатации.

2. Строятся функциональные модели.

3. Строятся статистические модели.

4. Проводится анализ функциональных и статистических моделей условий

эксплуатации. Рис. 3.14. Изменение относительной повреждаемости за полет и суммарная длина трещин элементов конструкции планера самолетов Як-40 для различных аэропортов базирования (G= 16,1 т)

На основе изложенных методов оценки условий эксплуатации изделий АТ формируются адаптивные к условиям эксплуатации режимы ТОиР изделий АТ и соответствующие им эксплуатационно-технические характеристики ВС, адап­тивные к условиям эксплуатации ВС.