WWW.MASH.DOBROTA.BIZ
БЕСПЛАТНАЯ  ИНТЕРНЕТ  БИБЛИОТЕКА - онлайн публикации
 

Pages:   || 2 |

«Сарычев Сергей Витальевич МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ОЦЕНКИ ТЕХНИЧЕСКИХ РИСКОВ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТЬЮ ПОЛЕТОВ ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ, ПРОИЗВОДСТВЕ И СЕРИЙНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ГТД ...»

-- [ Страница 1 ] --

1

Министерство образования и наук

и РФ

Федеральное государственное бюджетное учреждение высшего образования

«Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А .

Соловьева»

На правах рукописи

Сарычев Сергей Витальевич

МЕТОДОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ОЦЕНКИ ТЕХНИЧЕСКИХ РИСКОВ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТЬЮ ПОЛЕТОВ ПРИ

ПРОЕКТИРОВАНИИ, ПРОИЗВОДСТВЕ И СЕРИЙНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ГТД Специальность 05.07.05 – Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов Диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Научный консультант:

Кожина Татьяна Дмитриевна, доктор технических наук, профессор, РГАТУ им. П.А. Соловьева Рыбинск – 2017 ОГЛАВЛЕНИЕ ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………………….6

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ПОВЫШЕНИЯ ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЗА СЧЕТ ПОВЫШЕНИЯ

БЕЗОТКАЗНОСТИ ПРИ ОБЕСПЕЧЕНИИ НОРМИРУЕМОГО

АВИАЦИОННЫМИ ПРАВИЛАМИ УРОВНЯ БЕЗОПАСНОСТИ

ЭКСПЛУАТАЦИИ ГТД

1.1 Введение…..……………………………………………………………………….15



1.2 Эволюционный (жизненный) цикл парка ГТД………………………………….19

1.3 Неисправности авиационных ГТД, их основные причины и классификация .

Причины и особенности отказов авиационных ГТД… ……………………………34

1.4 Методы достижения заданных параметров надежности авиационных ГТД…47

1.5 Основные показатели надежности. Действующая в РФ система оценки показателей надежности серийных авиационных ГТД пилотируемых летательных аппаратов……………………………………………………………………...……….55

1.6 Нормативные положения по ограничению периода принятия корректирующих действий для парка двигателей при выявлении в эксплуатации событий уровней 4 и 3 согласно GM21A.3B(d)(4)………………………………………………...………61

1.7 Анализ существующих методов прогнозирования роста показателей безотказности.……………………..…………………………………………………..70

1.7 Выводы по главе 1………………………………………………..……………….78

ГЛАВА 2. МЕТОДОЛОГИЯ ОЦЕНКИ ТЕХНИЧЕСКИХ РИСКОВ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НАДЕЖНОСТЬЮ (СУН) ЖЦ ГТД

2.1 Введение. Основные элементы системы управления надежностью жизненного цикла ГТД.………………….………………………………………………………….81

2.2 Анализ отказобезопасности конструкции ГТД на этапе ее разработки. Анализ потенциальных рисков. Матрица критичности. Анализ видов, последствий и критичности отказов…………………………………………………………………..88

2.3 Анализ отказобезопасности конструкции ГТД на этапе ее разработки. Анализ потенциальных рисков. Анализ общих причин.……………………..……………109 2.3.1 Анализ безопасности конструкции ГТД методами FTA/CCA/FTA-FMES маршевого ГТД однодвигательной силовой установки пилотируемого ЛА на этапе РКД. Анализ потенциальных рисков ………………………………………………116 2.3.2 Анализ безопасности конструкции ГТД методами FTA/CCA маршевого ГТД многодвигательной силовой установки транспортного самолета на этапе стабильной серийной эксплуатации. Анализ потенциальных рисков…….…..…199

2.4 Особенности модели безотказности при организации эксплуатации «по надежности»…………………..……………………………………………………..217



2.5 Технология эксплуатации по «надежности» или RCM. Принцип MSG-3 анализа…………………………………………….…………………….……………220

2.6 Эксплуатационная долговечность парка авиационных ГТД…..…….……….227

2.7 Прогнозирование количества и состава ремонтов парка авиационных ГТД на этапе РКД в обеспечение специальных гарантий авиакомпаниям……………….232

2.8 Выводы по главе 2……….………………………………………………………237

ГЛАВА 3. СПОСОБ ДОВОДКИ ДВИГАТЕЛЯ, ОСНОВАННЫЙ НА

УПРАВЛЕНИИ ТЕХНИЧЕСКИМ РИСКОМ ПО ОГРАНИЧЕННЫМ

ДАННЫМ ИСПЫТАНИЙ (ЭКСПЛУАТАЦИИ) С ПРИМЕНЕНИЕМ

ВЕЙБАЕСОВСКОЙ МОДИФИКАЦИИ ИСХОДНЫХ РАСПРЕДЕЛЕНИЙ

ЭФФЕКТИВНОСТИ

3.1 Способы подтверждения безотказности и контрольные точки практической оценки безотказности парка изделий…..…….…………………………………….238

3.2 Первая точка подтверждения ВБР. Практическое подтверждение уровня ВБР, указанного в ТТЗ (ТЗ) для периода стабильной серийной эксплуатации……………………………………..………………………………….242

3.3 Оценка вероятности безотказной работы при проведении испытаний по схеме Бернулли…………………………………………..…………………………………244

3.4 Точечная оценка ВБР группы однородных безотказных испытаний, основанная на принципе максимальной непредвзятости. Определение объема испытаний, основанное на принципе максимальной непредвзятости…………..253

3.5 Общие критерии зачетности. Критерии зачетности отказов. Условия зачетности испытаний……………………………………………………………….257

3.6 Способ количественной оценки ВБР однородной выборки по величине суммарной наработки серии доводочных испытаний……..…….………………..259

3.7 Оценка технического риска зачета ограниченного количества испытаний .

Коэффициент зачетности испытаний..…………….……………………………….261

3.8 Метод оценки безотказности по ограниченному числу испытаний на основе модификации исходного распределения оценки коэффициента эффективности однородных испытаний изделий одного типа по величине зачтенной суммарной наработки испытания..………………………………………………………………271

3.9 Выводы по главе 3….……………………………………………………………279

ГЛАВА 4. ОБЩИЕ ГАРАНТИИ. БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ. РЕДКИЕ

СОБЫТИЯ. ОЦЕНКА НАРАБОТКИ ДО ОТКАЗА ГРУППЫ ОСОБО

ОТВЕТСТВЕННЫХ ДЕТАЛЕЙ

4.1 Введение………………………………………………………………………….280

4.2 Методика выполнения оценки редких событий………………………………290 4.2.1 Решение методом квантилей. экстремального распределения..……………291 4.2.2 Решение методом вейбуллого и вейбаесовского анализа.….………………298 4.2.2.1 Анализ Вейбулла…..…………………….…………………………………..298 4.2.2.2 Вейбаесовский анализ..………….…………………………………………..299 4.2.2.3 Изменение энтропии. Общий критерий эффективности байесовского анализа…………………………………………….………………………………….300 4.2.2.4 Построение Вейбулловой модели отказа в эксплуатации детали из группы особо ответственных .



Отказ диска 1 ст. КНД парка двигателей Д-30КУ/КП/КУВейбаесовская оценка влияния одного однозначно определенного производственного воздействия на оценку модели отказа по циклической долговечности диска 1 ст. КНД…………………………………………………….310 4.2.2.6 Байесовская оценка параметра интенсивности отказа (риска) редких событий базирующиеся на использовании текущей информации из выборок чрезвычайно малого объема, позволяющие учесть индивидуальные особенности отдельных групп двигателей. Оценка средней наработки до отказа (MTTF) экстремальных событий для парка двигателей…………..…….………………….312

4.3 Расчет нормы по ограничению периода принятия корректирующих действий для парка двигателей при выявлении в эксплуатации события с опасными последствиями согласно GM21A.3B(d)(4)..…………………….………………….333

4.4 Выводы по главе 4..…………………………………………….………………..334

ГЛАВА 5. СПЕЦИАЛЬНЫЕ ГАРАНТИИ. БЕЗОТКАЗНОСТЬ. ОЦЕНКА .

ПРОГНОЗИРОВАНИЕ И РАСПОЗНАВАНИЕ РАННИХ СТАДИЙ

УХУДШЕНИЯ НАДЕЖНОСТИ В УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ

5.1 Введение………………………………………………………………………….336

5.2 Байесовские оценки безотказности парка ГТД при малых объемах эксплуатационных данных………………………………………………………….338

5.3 Оценка уровня безотказности парка маршевых ГТД при ограниченных эксплуатационных данных………………………………………………………….349

5.4 Прогнозирование безотказности парка авиационных ГТД в условиях конструкторско-технологических доработок.……………………………………..355

5.5 Прогнозирование безотказности парка авиационных ГТД с использованием двухступенчатой байесовской процедуры…………………………………………374

5.6 Выводы по главе 5….……………………………………………………………380

ГЛАВА 6. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ И ТЕХНИЧЕСКАЯ РЕАЛИЗАЦИЯ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ БАЗАМИ ДАННЫХ И ПРОГРАММНОГО

КОМПЛЕКСА «НАДЕЖНОСТЬ ГТД» СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

НАДЕЖНОСТЬЮ

6.1 Цели, задачи, технические принципы и схема реализации СУБД FRACAS..382

6.2 Логическая структура и физическая организация группы БД серийного сопровождения авиационных ГТД..………………………………………………..391

6.3 БД Логическая структура и физическая организация БД серийного сопровождения промышленных газотурбинных двигателей (ПГТД)……………406

6.4 Логическая структура и физическая организация БД «Учет и анализ инцидентов, выявленных в процессе выполнения сертификационных испытаний .

БД «Сертификация».…..…………………………………………………………….413

6.5 Логическая структура и физическая организация БД «Учет и анализ инцидентов, выявленных в процессе опытно-конструкторских работ. БД «ОКР»..……………………………………………………………………………….421

6.6 Логическая структура и физическая организация группы БД «Закрепления дефектов».……………………………………………………………………………425

6.7 Выводы по главе 6…………………….…………………………………………433 ЗАКЛЮЧЕНИЕ….…………………………………………………………………435 Список сокращений.………………………….…………….…….………………….441 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ….…………………………445 ПРИЛОЖЕНИЕ А (обязательное). Документы, подтверждающие результаты внедрения результатов диссертационной работы…...……………………………468 ВВЕДЕНИЕ Актуальность работы определяется спецификой развития современного двигателестроения. Обеспечение требуемого уровня безопасности полетов (БП) является важной государственной задачей, решение которой может быть достигнуто на пути повышения эффективности всех звеньев авиационной транспортной системы (АТС). Рост стоимости жизненного цикла (ЖЦ) авиационной техники государственной авиации (ГосА) и гражданской авиации (ГА), массовости ее использования наряду с усложнением информационно управляющих связей АТС еще в большей степени обостряет проблему обеспечения БП. Основой системы управления безопасностью полетов (СУБП) являются два основополагающих принципа – управление факторами риска и гарантия безопасности полетов согласно 101 поправки к Приложению 8 Конвенции о международной ГА. Основным элементом СУБП является система управления надежностью парка авиадвигателей (СУН), представляющая собой комплекс аппаратных, программных средств и организационных мер на уровне разработчика и авиадвигателестроительного предприятия Совершенствование системы управления надежностью парка авиационных ГТД в части обновления ее элементов, относящихся к нормативной, технической базам, и организационному обеспечению, включая методическое обеспечение программно-вычислительных средств должно выполняться с учетом внедрения компьютеризированных способов разработки, испытания и сопровождения по надежности эксплуатации авиационных ГТД. В технические задания (ТЗ) при разработке новых или глубокой модернизации существующих образцов должны закладывать требования о подтверждения величины вероятности безотказной работы (ВБР) .

Значение величины ВБР нормируется на этапе ГСИ и является одной из основных технико-экономических характеристик двигателя в серийной эксплуатации .

О недостаточной эффективности существующей системы управления безопасностью полетов (СУБП) АТ, используемых методов, способов и средств обеспечения безопасности полетов в современных условиях, определяющих рост актуальности проблемы, указано в документе Комплексное исследование по формированию плана развития науки и технологий в «Национального авиастроении Российской Федерации на период до 2030 года»: «Повышение уровня безопасности авиационного транспорта является одной из стратегических целей в области авиационной деятельности». Основные направления достижения стратегических целей представлено в документе «Форсайт развития авиационной науки и технологий до 2030 года и дальнейшую перспективу» .

Построение современной СУБП, унифицированной с зарубежными системами для коммерческой авиации, и полностью соответствующей требованиям разработки и сопровождения эксплуатации для отечественной государственной авиации, требует решения одной из актуальнейших научнотехнических задач газотурбостроения, состоящей в максимально возможной точности прогноза и получения объективной оценки на этапах опытной и серийной эксплуатации технических характеристик двигателя, выраженных в терминах безотказности и безопасности его функционирования .

Степень разработанности вопроса

За последние 15 - 20 лет теория рисков и систем управления безопасностью полетов - SMS (Safety Management System) в основном разрабатывались в Европе, в США и в определенной степени в России. Задачи и основные решения в области обеспечения БП на основе организации СУБП (SMS) в РФ были получены в ФГУП ГосНИИ ГА и в СПб ГУГА. Модели рисков описаны в разработках NASA для целей создания системы Flight Operations Risk Assessment System (FORAS), например, [1-10], в РФ издан обобщающий документ Doc 9859 ИКАО, Руководство по безопасностью полетов (РУБП) [13]. По теории рисков и информационном обеспечении СУБП ГА известны разработки, выполненные в рамках публикаций специализированных семинаров МАК при разработке национальной системы стандартизации в области обеспечения лётной годности и СУБП с учетом факторов рисков. В меньшей степени известны работы обеспечения БП со стороны технических рисков, индуцируемых силовой установкой ЛА, что связано с тем, что, в большинстве своем, указанные разработки выполняются разработчиками авиадвигателей, как в рамках сопровождения эксплуатации, так и в области создания научно-технического задела предприятий-разработчиков. Кроме того, понятия «конструкционной безопасности» транспортных систем, используемых ГТД, связанных с особенностями конструкции объектов эксплуатации (ЛА, системы ГТУ ПГТД), его подсистем и способами поддержания летной годности ВС (промышленной безопасности в части ПГТД), недостаточно формализованы .

В настоящее время анализ безопасности конструкции (Safety Analysis) или анализ рисков (Risk Analysis) разрабатываемой (модернизируемой) конструкции становится обязательным требованием процедуры сертификации типа ГТД коммерческой транспортной авиации, что является требованием нормативных документов [11,12] и ГТД промышленного применения. Общее представление о порядке выполнения и составе теоретических методов комплексного анализа безопасности конструкции ЛА и его подсистем представлено в руководящих материалах американского общества инженеров-механиков для (SAE) коммерческих гражданских судов на основании 30-летнего опыта разработки и эксплуатации наиболее массовых ЛА коммерческой авиации (Boeing, Airbus), оснащенных ТРДД разной степени двухконтурности 2 и 3-го поколения разработчиков (GE, P&W, RR, Snecma). На протяжении последних 15 - 20 лет указанная методология была реализована рядом разработчиков специального программного обеспечения (ПО). Наиболее известны в РФ комплексные пакеты международных разработчиков Relex, ALD ltd [14] и др. для анализа рисков на этапе разработки, реализующие методы FMECA, FTA, RBD, DD, ETA, Marcov Ch., общих схем назначения матриц критичности и т.д.. Частично или полностью эти методы применялись на этапах сертификации российских и совместных разработок – маршевые ГТД: SАM146 (PWJ) и АЛ-55И (ПАО «НПО «Сатурн») .

Практическая реализация указанных выше и ряда других проектов, в т.ч. для разработки и модернизации ПГТД, а так же анализ публикаций и исследований, выполняемых в рамках работ по внедрению 101 поправки для решения задачи сквозного прогнозирования и оценки технических рисков на ЖЦ ГТД показывает недостаточное внимание совершенствованию теоретического и методического аппарата, обеспечивающего достаточно адекватный прогноз и оценку безотказности парка ГТД с учетом изменения функциональных характеристик и факторов технического риска эксплуатации ГТД. Следовательно, современная теория и методы мониторинга и обеспечения отказобезопасности ГТД на его ЖЦ, в основе которой лежит классическая теория надежности, не всегда обеспечивает достижение высоких показателей безопасности, и как следствие, не гарантирует безопасность объектов эксплуатации с приемлемым риском. В результате проблема обеспечения гарантированного высокого уровня безопасности с приемлемым техническим риском при высокой коммерческой эффективности эксплуатации до настоящего времени не имеет законченного решения. Поиск рациональных методов и способов, приводящих к желаемому результату, привел к необходимости применения комплексных подходов исследования отказобезопасности конструкции на ЖЦ ГТД .

Цель работы заключается в разработке методологии оценки технических рисков системы управления надежностью (СУН) ГТД, являющейся подсистемой системы управления безопасностью полетов (СУБП) АТС, соответствующей требованиям разработки и сопровождения эксплуатации для отечественной авиации, унифицированной с зарубежными системами для коммерческой гражданской авиации .

Задачи, которые необходимо решить в работе

• Выполнить анализ методов идентификации технических рисков этапов ЖЦ ГТД и оценки их значимости для обоснования возможности управления безопасностью полётов ВС и разработать способ формирования матрицы критичности допустимого уровня вероятности воздействия на эксплуатацию ЛА последствий отказов ГТД МСУ .

• Разработать способ доводки конструкции ГТД на этапе ОКР при ограниченном количестве испытаний ГТД окончательного конструктивного облика .

• Разработать способ оценки уровня крайне маловероятных (маловероятных) событий, связанных с прямым отказом деталей группы особо ответственных деталей (ООД) на основе вейбаесовской статистической модели и способ непрерывной оценки и прогнозирования показателей безотказности парка ГТД, определенных байесовским онлайн модифицированием исходных распределений надежности .

• Разработать концептуальную модель системы управления комплексом баз данных непрерывной регистрации экспериментальной и эксплуатационной информации по отказобезопасности и способ оптимизации состава и количества восстановительных ремонтов в пределах специальных гарантий авиакомпаниям, основанный на параметрической статистической модели ухудшения параметров с учетом восстановления ресурса группы ООД .

Научная новизна диссертации состоит в разработке методологии оценки технических рисков системы управления надежностью (СУН) ГТД при проектировании, производстве и серийной эксплуатации.

В основу методологии впервые положены выявленные факторы и разработанные способы решения:

1) Установление закономерностей и критериев влияния вида отказа функции составляющих элементов на уровень отказобезопасности конструкции ГТД, и соответственно, матричный способ классификации конструктивных элементов ГТД до уровня неразъемного соединения, основанный на принципе кривой Фармера, позволяющий на начальном этапе разработки (глубокой модификации) выполнить обоснование степени ответственности детали по прямому отказу ее функции на условие завершения полета ЛА или воздействия на уровень промышленной безопасности для ПГТД, тем самым, построить систему классификации общих (безопасность, требования сертификации) и специальных (требования безотказности) гарантий заказчику .

2) Построение теоретических зависимостей способа доводки конструкции ГТД при ограниченном количестве испытаний окончательного конструктивного облика дополнительно к оценке величины вероятности безотказной работы (ВБР) .

В основе предложенного решения – оценка и прогноз технического риска зачета результатов испытания конструкции окончательного образца, полученная на основе вейбайесовской модификации исходного распределения оценок эффективности серии предварительных поузловых, полноразмерных стендовых и летных испытаний .

3) Теоретическое обоснование способа оценки уровня крайне маловероятных (маловероятных) событий, связанных с прямым отказом деталей группы ООД или риска полного отказа многодвигательной СУ на основе вейбулловой и вейбаесовской статистической модели .

4) Теоретическое обоснование способа распознавания ранних стадий ухудшения надежности парков ГТД и ее прогноза с использованием математического аппарата байесовской модификации исходных распределений модели безотказности и регрессионных статистических моделей видов отказов .

5) Разработка имитационной модели оптимизации количества и состава восстановительных ремонтов в пределах специальных гарантий авиакомпаниям, основанный на известной или прогнозной параметрической модели ухудшения основных рабочих параметров ГТД и результатов FMECA с учетом обязательных требований по замене деталей группы ООД .

6) Разработка концептуальной модели системы управления комплексом реляционных баз данных непрерывного мониторинга экспериментальной и эксплуатационной информации по отказобезопасности при реализации задачи поиска причин неисправностей и принятия корректирующих действий FRACAS (Failure Reporting analysis and corrective action) с дальнейшей оценкой и прогнозированием безопасности и безотказности .

Методы исследования основаны на теории авиационных ГТД, теории надежности, теории безопасности, теории рисков высоконадежных систем, теории вероятности и математической статистике .

Практическая полезность работы состоит в том, что разработанная методология существенным образом дополняет СУБП АТС и позволяет перейти к сквозному рассмотрению технических рисков, генерируемых ГТД, начиная с ранних стадий создания научно-технического задела при разработке ГТД нового поколения или глубокой модернизации конструкции ГТД и (или) ее адаптации в изменяемых ТЗ условиях эксплуатации в пределах семейства, до сопровождения надежности эксплуатации последнего образца АТ. Такой переход уменьшает неопределенность в области принятия конструктивно-производственных и организационных решений, определяющих уровень безопасной эксплуатации и конкурентоспособность конструкции и способа эксплуатации ГТД в составе СУ .

Результаты диссертационной работы были использованы и используются в ПАО «НПО «Сатурн», г. Рыбинск при выполнении проектов ГТД: Д-30КП «Бурлак», SA128, SA76, при проектировании, доводке и постановке на серийное производство двигателей 36МТ, SAM146 (в зоне ответственности ПАО «НПО «Сатурн»), АЛ-55И, ГТД-6/8РМ; при сопровождении серийной эксплуатации двигателей серии Д-30КУ-2/КП-2/КУ-154, SАM146, 36МТ, ГТД-6/8РМ, ДО49;

при выполнении работ по госконтракту № 6401.340000.08.028 от 28.12.2006 года с Минпромэнерго РФ, этап в составе технического комитета № 414 Ростехрегулирования турбины», ФГУП ЦИАМ им. П.И .

«Газовые Баранова; при организации учебного процесса подготовки дипломированных специалистов по направлению «Двигатели летательных аппаратов» в Рыбинском авиационном техническом университете имени П.А. Соловьева .

Достоверность и обоснованность результатов обеспечивается корректностью применяемых моделей отказобезопасности авиационных ГТД и используемых допущений при составлении теоретических обоснований уровня надежности отдельных парков ГТД на этапе разработки полученным данным практической реализации, оценкам других исследователей, соответствием известным закономерностям изменения исследуемых величин, совпадением полученных в ходе исследования расчетных и экспериментальных (эксплуатационных) данных .

Апробация работы Основные результаты работы обсуждались и докладывались на мероприятиях различного уровня: семинар рабочей группы «Информационное обеспечение безопасности полетов и надежности АТ (РГИНФО)» «Вопросы информационного обеспечения безопасности полетов и надежности авиационной техники», Межгосударственный Авиарегистр МАК, Москва, 22-23 сентября 2005 года; Х Международный конгресс двигателестроителей, пос. Рыбачье, Крым, Украина, ХАИ, 11 - 18.09.2005 года; II Международная НТК «Двигатели XXI века», Москва, ЦИАМ, 06-09.12.2005;

Международная НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», СГАУ, Самара, 21-23 июня 2006 года; IV НПК. «Исследования и перспективы разработки в авиационной промышленности, Москва», МАИ, 24-25.10.2007; III МНТК Авиадвигатели XXI века, ЦИАМ, Москва, 30.11–03.12.2010 года;



конференция технические системы: развитие современных «Сложные инженерных практик», Москва, НИИТУ «МИСиС», 27.04.2011 года; МНФП «Интеллектуальное проектирование. Управление жизненным циклом сложных инженерных объектов», г. Нижний Новгород, 15.06-16.06.2011 года; ХХХIII Всероссийская конференция по проблемам науки и технологий, Миасс, МСНТ г .

Миасс, 4 - 6 июня 2013 года; ХХХIV Всероссийская конференция по проблемам науки и технологий, Миасс, МСНТ г. Миасс, 10 - 12 июня 2014 года;

Международная НТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», СГАУ, Самара, 25-27 июня 2014 года; III Международный технологический форум «Инновации. Технологии. Производство». Мини – конгресс ЦИАМ им .

П.И. Баранова моделирование и проектирование в «Математическое авиадвигателестроении», г. Рыбинск, РГАТУ им. П.А. Соловьева, 04 - 06 апреля 2016 года; МНТК «Проблемы и перспективы развития двигателестроения», г. Самара, СГАУ им. ак. С.П. Королева, 22-24 июня 2016 года .

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ

ПОВЫШЕНИЯ ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЗА СЧЕТ ПОВЫШЕНИЯ

БЕЗОТКАЗНОСТИ ПРИ ОБЕСПЕЧЕНИИ НОРМИРУЕМОГО

АВИАЦИОННЫМИ ПРАВИЛАМИ УРОВНЯ БЕЗОПАСНОСТИ

ЭКСПЛУАТАЦИИ ГТД

–  –  –

Обеспечение требуемого уровня безопасности полетов (БП) является важной государственной задачей, решение которой может быть достигнуто на пути повышения эффективности всех звеньев авиационной транспортной системы Рост стоимости жизненного цикла авиационной техники (АТС). (ЖЦ) государственной авиации (ГосА) и гражданской авиации (ГА), массовости ее использования наряду с усложнением информационно – управляющих связей АТС еще в большей степени обостряет проблему обеспечения БП .

Основным элементом СУБП является система управления надежностью парка авиадвигателей, представляющая собой комплекс аппаратных, программных средств и организационных мер на уровне разработчика и авиадвигателестроительного предприятия, взаимодействующая с отраслевой СУБП на жизненном цикле парка авиационных ГТД .

Совершенствование системы управления надежностью парка авиационных ГТД в части обновления ее элементов, относящихся к нормативной и технической базе, а так же к организационному обеспечению и, особенно, к методическому обеспечению и программно-вычислительным средствам должно выполняться с учетом внедрения компьютеризированных способов разработки, испытания и сопровождения по надежности эксплуатации авиационных ГТД, ориентированных на внедрение инноваций в модернизацию наиболее эффективных образцов авиационной техники, и внедрением системы управления техническими рисками. Конечным результатом методологии, базирующейся на оценке технических рисков, является система классификации входящих в состав авиационного ГТД деталей на влияющие и не влияющие на безопасность, и далее – не влияющие на безопасность, но влияющие на безотказность (на заказчика) по единичному отказу их функции. Верхний уровень разбиения деталей по степени серьезности влияния на эксплуатацию определяется требованиями Авиационных правил, возможными дополнительными требованиями разработчика летательного аппарата к безопасности и ресурсными ограничениями отдельных деталей, влияющих на стоимость летного часа эксплуатации двигателя .

В технические задания (ТЗ) при разработке новых образцов или глубокой модернизации существующих закладываются требования о необходимости подтверждения величины вероятности безотказной работы (ВБР). Значение величины ВБР нормируется на этапе ГСИ и является одной из основных техникоэкономических характеристик двигателя. Величина ВБР на этапе ГСИ указывается в ТЗ (ТТЗ) на НИОКР (ОКР) и задается разработчиком летательного аппарата (ЛА) исходя из требований к ГТД, как подсистеме ЛА, на основании общего значения ВБР ЛА. Принятие решения о постановке изделия на «чистовые испытания» выполняется с учетом оценки ВБР, расчетное значение которого при малом значении суммарной накопленной ресурсной наработки образца окончательного конструктивного облика, как правило, существенно ниже заданного уровня, а наработку изделия предыдущего конструктивного исполнения принять в зачет оценки ВБР, в силу нарушения конструктивной природы статистической однородности выборки, не всегда представляется возможным. Последнее особенно актуально для ГТД однократного применения, конструкция которых должна быть оптимизирована с одной стороны малым конструктивно заложенным ресурсом с предельно допустимыми нагрузками, с другой стороны, требуемой высокой безотказностью. Задача безопасности, таким образом, для указанного класса изделий должна трактоваться, как потеря ЛА с невыполнением задания .

О недостаточной эффективности существующей системы управления безопасностью полетов авиационного транспорта, используемых (СУБП) методов, способов и средств обеспечения безопасности полетов в современных условиях, определяющих рост актуальности проблемы, указано в документе Комплексное исследование по формированию «Национального плана развития науки и технологий в авиастроении Российской Федерации на период до 2030 года»: «Повышение уровня безопасности авиационного транспорта является одной из стратегических целей в области авиационной деятельности». Основные направления достижения стратегических целей представлено в документе «Форсайт развития авиационной науки и технологий до 2030 года и дальнейшую перспективу» .

Форсайт включает в себя процесс, включающий комплекс методик как долгосрочного прогнозирования, базирующегося преимущественно на интуитивных экспертных оценках (разработка сценариев, SWOT/ Gap – анализы и построение «дорожных карт» или карт трендов, опросы «Дельфи», экспертные панели и т.д.) [15], так и методик специальных прогнозов и оценок жизненного цикла материальных объектов предметов труда и средств (изделий, производства), обеспечивающих технико-экономическую основу стратегических направлений развития отдельных отраслей и предприятий .

Стратегический форсайт ориентирован на выбор наиболее предпочтительных из возможных альтернатив развития. Стратегический форсайт скорее политический и управленческий инструмент многодисциплинарного и потому объемного моделирования тенденций развития и оптимизации финансовых и интеллектуальных затрат, обеспечивающий базу для принятия решений о долгосрочных инвестициях на 15-20 и более лет, чем комбинация методов исследований. Стратегический форсайт обеспечивает суммарный объем знаний о стратегических перспективах и позволяет сосредоточить усилия и ресурсы для организации качественного «прорыва» в ключевых областях .

Тактический или технологический, или узкодисциплинарный форсайт ориентирован на выполнение прогнозов и периодическую оценку их результатов для технических объектов с учетом их расчетного и реализованного (реализуемого) жизненного цикла. В этой части крайне актуальными являются направления исследований определенных теорией вероятности, теорией надежности и теорией риска. В свою очередь, следует отметить, что с накоплением опыта разработки и эксплуатации технических объектов, внедрением компьютеризированных способов их разработки, испытания и контроля эксплуатации, ориентацией на внедрения инноваций в модернизацию наиболее эффективных образцов техники, отдельные положения классических способов прогнозирования, оценки и нормирования некоторых показателей безопасности и технико-экономических показателей безотказности требуют дополнения или переосмысления .

Этот факт подтверждается внедрением с 13.11.2013 года в РФ 101 поправки к приложению 8 к конвенции о международной организации гражданской авиации Летная годность Воздушных судов (приложение к письму AN 3/5.6-09/21 от 03.04.2009, ИКАО) (далее – «101 поправка»), в которой акцент делается на внедрение системы управления безопасностью полетов (СУБП), в основе которой положены два основополагающих принципа – управление факторами риска для обеспечения безопасности полетов (БП) и гарантия БП.

СУБП должна, как минимум:

1) Определять риски для безопасности полетов;

Обеспечивать принятие упреждающих, коррективных действий, 2) необходимых для поддержания согласованного уровня безопасности полетов;

3) Постоянно повышать общую эффективность системы управления безопасностью полетов;

Проводить постоянный мониторинг, регулярную оценку и 4) прогнозирование уровня безопасности полетов .

В соответствии с определениям [16,17,18] прогнозирование – научное, т.е .

обоснованное на системе фактов и доказательств, установленных причинноследственных связей выявление вероятных путей и результатов предстоящего развития процессов и явлений, оценка показателей, характеризующих эти явления и процессы для более или менее отдаленного будущего, – это выявление и изучение возможных альтернатив будущего развития и структуры его вероятностных траекторий. Объектами исследования, естественно, не могут являться любые явления или процессы. Если результат процесса однозначен, то его прогнозирование не имеет смысла .

Построение современной системы управления надежностью (СУН) ЖЦ ГТД, являющейся подсистемой Системы управления безопасности полетов (СУБП), унифицированной с зарубежными системами для коммерческой авиации, и полностью соответствующей требованиям разработки и сопровождения эксплуатации для отечественной государственной авиации, требует решения одной из актуальнейших научно-технических задач газотурбостроения, состоящей в максимально возможной точности прогноза и получения объективной оценки на этапах опытной и серийной эксплуатации технических характеристик двигателя, выраженных в терминах безотказности и безопасности его функционирования .

1.2 Эволюционный (жизненный) цикл парка ГТД

Для технических объектов прогнозирования, и в частности для авиационных ГТД, эволюционный цикл или жизненный цикл в терминах теории надежности традиционно представляются, как правило, двумя теоретическими моделями .

Существуют две традиционные модели оценки длительности жизненного цикла сложных технических систем. В своей основе они обе имеют обобщающую идеализированную схему. Это экспоненциальная модель с возможными ее модификациями, имеющая определенный начальный уровень безотказности и, так называемая, «ваннообразная кривая» для которой характерными являются два участка перегиба [19] .

Первая модель базируется на принятии гипотезе об экспоненциальном распределении времени жизненного цикла Тж с плотностью вероятности

–  –  –

пуассоновский поток событий. Величина интенсивности отказа рассматривается, как постоянная величина для экспоненциального распределения наработки до отказа. Однако, практически величина оценок может существенно колебаться в зависимости от множества факторов, влияющих на эксплуатацию объекта. К таким факторам относятся стабильность производственного процесса изготовления, стабильность процессов технического обслуживания, степень эффективности внедряемых конструктивных доработок и усовершенствований изделий, внешние условия эксплуатации, включая степень интенсивности эксплуатации и т.д. При таком подходе предполагается, что прогнозируемый показатель формируется под воздействием большого количества факторов, выделить которые либо невозможно, либо по которым отсутствует достаточно представительная (в статистическом смысле) информация. В этом случае динамику изменения интенсивности отказов связывают не с набором факторов, ее обуславливающих, а с течением времени (или наработки), что проявляется в образовании одномерного временного ряда .

При принятии условия о детерминированности тенденции изменения по времени возможна модификация зависимости (1.1) с учетом изменений величины интенсивности отказов. Правдоподобно считать случайной величиной с плотностью вероятности f ( ), тогда

–  –  –

пересекает. Параметр b равен разности между ординатой кривой (при Т ж ) и асимптотой. При подставке выражение (1.7) в зависимость f (t ) = exp (- T ж )

–  –  –

эксплуатации. При этом допускается, что случайное событие A – безотказность объекта в течение некоторого времени (наработки) t представляет собой произведение двух случайных событий: события АП – (совмещение) безотказность объекта по постепенным (износным) отказам - и события АВ безотказность объекта по внезапным отказам, т. е. A = AП AВ. Соответственно на рисунке представлены качественные зависимости суммарной 1.1 интенсивности отказов (а) и вероятности безотказной работы (ВБР) – (б) .

–  –  –

Из графиков, представленных на рисунке 1.1 следует, что в начальный период времени (наработки) основное влияние на вероятность безотказной работы объекта оказывают внезапные отказы, а затем все большее значение начинают приобретать постепенные отказы, что вполне соответствует классической объединенной теории замедленного разрушения при [20] совместной вероятности проявления случайных событий, связанных с начальным повреждением ДСЕ при появления «зародышей» трещин и далее – развитии их по наработке до критических размеров. Для примера на рисунке 1.2 приведены результаты исследования отказа двигателя Д-30КУ-154 № 491-448, связанного с его остановом в полете по причине помпажа компрессора из-за обрыва пера лопатки 3-й ступени компрессора высокого давления (КВД) в результате развития усталостного разрушения вследствие повреждения входной кромки лопатки посторонним предметом. Стрелками указаны места начального повреждения кромки лопатки, не выявленные своевременно .

Рисунок 1.2 – Результаты повреждения ГВТ двигателя по причине помпажа из-за обрыва пера лопатки 3-й ступени КВД в результате развития усталостного разрушения вследствие повреждения входной кромки лопатки посторонним предметом Данный пример представляет собой иллюстрацию достаточно скоротечного вторичного отказ, не определяющего собственно ресурса детали, зависящего от эксплуатационных факторов, но существенно влияющего на экономическую составляющую эксплуатации парка двигателей и определяющего собой признак критерия допустимости повреждаемости и (или) периодичность выполнения осмотров при эксплуатации с изоляцией дефекта или возможным контролем скорости развития дефекта .

Понятие допустимости повреждения (damage tolerance) является основным принципом обеспечения безопасности гражданских транспортных самолетов (АП

25.571 и FAR 25.571) [21]. Damage tolerance – свойство конструкции, которое позволяет ей сохранять остаточную прочность за интервал ее контроля неразрушающими методам, в течение которого конструкция подвергается определенной степени усталостного, коррозионного, случайного повреждения или повреждения от некоторого дискретного источника. В зарубежных Нормах FAR 25.571 термин допустимости повреждения (damage tolerance) включает в себя и термин безопасности разрушения (fail-safe). В отечественных Нормах АП

25.571 используется термин эксплуатационная живучесть, которая включает в себя допустимость повреждения и безопасность разрушения. Безопасность разрушения – свойство конструкции, которое позволяет конструкции сохранять остаточную прочность в течение короткого периода эксплуатации без выполнения ремонта, после явно обнаруживаемого полного или частичного разрушения главного силового элемента – PSE (Principal Structural Elements), вызванного различными причинами. Главный силовой элемент – это элемент, который воспринимает значительную часть нагрузок, разрушение которого может привести к аварии или катастрофе. Для обеспечения безопасности разрушения в отечественных нормативных документах рекомендуется (fail-safe) рассматривать конкретные регламентированные повреждения. При данном способе эксплуатации допускаются повреждения, безопасность которых подтверждается соответствующими исследованиями и испытаниями .

Данное воззрение предоставляет возможности продления ресурса двигателей и его деталей, даже, если дефект в двигателе существует, но не развился до опасного уровня. Однако данная модель эффективна для оценивания безотказности по тому или иному виду (видам) повреждения ДСЕ (деталь, сборочная единица) и не включает обобщений по группе независимых по своей физической природе отказов .

Приведенные выше модели безотказности определяют периоды стабильной эксплуатации и период износовых или деградационных отказов двигателей определенного парка двигателей. Их достоинством является гибкость в отличие от простого экспоненциального распределения на этих этапах эксплуатации, но они не включают достаточно ответственный период, связанный с разработкой и вводом в серийную эксплуатацию .

Более распространенной и более логичной с позиций определения и обоснования начальных характеристик надежности, и управления ими до прекращения эксплуатации или завершения жизненного цикла двигателя является модель известная как «ваннообразная кривая» [22]. Существует несколько ее интерпретаций. Наиболее известное из них представлено на рисунке 1.3 [23] .

–  –  –

Кривая разбита на 3 участка. Математически кривая может быть описана при помощи следующей функции [23] () (t ) = t -1 + (1 - )bt b-1 exp t b, (1.10) где, b,, и 0;0 1; = 0,5, b = 1, и t 0, где t – наработка, ( t ) интенсивность отказов, и - параметры формы и и b - параметры формы .

Следует обратить внимание на то обстоятельство, что «ваннообразная кривая», представленная на рисунке 1.3 призвана описывать не только жизненный цикл отдельного двигателя, но и полный жизненный цикл парка двигателей, т.е .

генеральной совокупности объектов эксплуатации, которые в свою очередь, проходят свои индивидуальные этапы ввода в эксплуатацию и эксплуатацию до списания .

Если двигатель относится к классу ремонтируемых изделий, тогда в пределах своего календарного ресурса он должен быть отремонтирован n-е количество раз. В частности, для парков двигателей серии Д-30КУ/КП/КУ-154 в таблице № 1.1 представлены суммарная наработка с начала эксплуатации и количество ремонтов для лидерных двигателей парка .

Форма ваннообразной кривой или наработка ее периодов для ситуации съема двигателей в ремонтный цех с целью восстановления технических характеристик двигателя или работоспособности осредненного двигателя парка во многом зависит от того, на каком периоде жизненного цикла парка выполняется оценка .

–  –  –

Совершенно очевидно, что она будет зависеть от степени доведенности серийного облика конструкции, степени интенсивности эксплуатации, как показателя конкурентоспособности, в основном по топливной эффективности, так и общей стратегии организации способа эксплуатации. Достаточно показательным является интерпретация ваннообразной кривой для парка двигателей Д-30КУ-154 для периода максимальной интенсивности эксплуатации до планового вывода двигателей из эксплуатации. Начальный период или период приработки остается на серийном для вновь изготавливаемого или – авиаремонтного предприятия для восстанавливаемого двигателя, при проведении приемочных испытаний и распространяется отчасти на период от 100 до 200 часов начала эксплуатации. Этот период эксплуатации характеризуется возможным проявлением дефектов, по каким либо причинам, не выявленным на предприятии или внесенным в эксплуатирующей организации. Единичные случайные дефекты, примеры которых представлены ниже, выявлены средствами штатной диагностики по признаку «стружка в масле». В таблицах 1.2 и 1.3 представлены причины отказов двигателей Д-30КУ-154 и Д-30КП-2 по внешнему признаку «Стружка в масле», соответственно для 200 и 100 часов с момента ввода двигателя в эксплуатацию .

–  –  –

Все дефекты, выявленные в эксплуатации с наработкой менее 200 часов связаны с пропуском единичных производственных отклонений при изготовлении двигателя. Дефекты носят единичный характер .

–  –  –

Все дефекты, выявленные в эксплуатации с наработкой менее 100 часов связаны с пропуском производственных отклонений при изготовлении двигателя .

Дефекты носят единичный характер за исключением дефекта «Износ гребешков лабиринта черт. *** и уплотнительной массы *** втулки черт.***». Износ и разрушения уплотнительной массы 20Б втулки 40-04-860РIV турбины ВД в результате глубокого врезания в нее гребешков лабиринта турбины НД и скалывания торцевой части покрытия в процессе работы .

При суммарной наработке за период равный 16 966 584 час. вероятность группы отказов с наработкой до 100 часов составляет величину 8,25Е-07 .

Ниже на рисунке 1.4 представлены гистограммы, отражающие количество единичных отказов по интервалам наработки в пределах начального периода эксплуатации осредненного двигателя. Очевидно, что в количественном выражении на данном рисунке вполне отчетливо виден начальный период «выжигания дефектов» .

–  –  –

Рассматривать период стабильной эксплуатации осредненного двигателя следует с использованием цензурированных данных или данных по планируемому съему двигателей в ремонтный цех для восстановления их параметров. Из рисунка 1.5, представляющего собой распределение наработки до съема с эксплуатации по отказам и бюллетеням промышленности (страховой случай для съема с эксплуатации по наработке) с учетом цензурированных данных, следует, что проявление внезапных отказов носит случайный характер .

Интенсивность отказов близка к постоянной величине .

Рисунок 1.5 – Период «стабильной эксплуатации» в пределах ЖЦ осредненного двигателя: ДКУ-154 .

Распределение наработки до съема с эксплуатации по отказам и бюллетеням (страховой случай до – наработки *** часов) с учетом цензурированных данных Наиболее ответственным и сложным является определение момента наступления третьего этапа «ваннообразной кривой» или этапа вывода из эксплуатации осредненного двигателя парка. Имея достаточно представительную статистику по фактическому отстранению от эксплуатации двигателей по категории отработка ресурса при стратегии эксплуатации по ограничению ресурса или по фактическому техническому состоянию (ТС) при стратегии эксплуатации по ТС, в зависимости от способа организации эксплуатации, возможно используя методы «анализа выживаемости» оценить количественные его границы. Анализ выживаемости применительно к авиационному двигателю – это совокупность статистических методов, позволяющих оценить вероятность потери работоспособности и возврата в ремонтный цех для восстановительного ремонта .

Основными составляющими для проведения анализа являются наработки каждого из двигателей до отстранения от эксплуатации и эксплуатационная наработка двигателей на момент выполнения оценки. К основным характеристикам оценки относятся медианы и другие процентили выживаемости. В качестве примера на рисунке 1.6 приведен модельный пример и схема количественной оценки процентилей трех моделей выживаемости .

–  –  –

где di – количество снятых с эксплуатации двигателей к моменту времени ti, nti – количество двигателей в парке к моменту ti, где i – порядковый номер момента наступления события по времени, в который произошло событие. Отличие метода Катлера – Эдерера состоит в том, что модель учитывает цензурированные данные .

Все наработки сводятся к единому началу отсчета. Самый большой такой интервал разбивается на определенное число промежутков, для каждого из которых вычисляется кумулятивная доля двигателей, оставшихся в эксплуатации в соответствии с выражением

–  –  –

где di – количество съемов с эксплуатации, произошедших в i-том интервале; ni – количество наблюдаемых объектов к началу i-го интервала; i – количество отстранений двигателей от эксплуатации в i-ом интервале [26] .

В современных статистических пакетах, например, Statistica ver. 7 – 10 [27] представлен метод Каплана – Мейера, учитывающий как цензурированные, так и не цензурированные данные выборки .

–  –  –

эрозионные повреждения элементов газовоздушного тракта, в частности, лопаток компрессора и турбины .

Рисунок 1.7 – Модельный пример оценки возврата в ремонтный цех двигателя коммерческой авиации по параметрам, например, ограничения удельного расхода топлива на общий период гарантии авиакомпании (EGT) В качестве иллюстрации далее на рисунках 1 .

8 и 1.9 представлены характерные повреждения лопаток СА 1ст. турбины двигателя Д-30КУ-154 от воздействия на них высоких температур из-за повышенной неравномерности температурного поля при недостаточном их охлаждении .

Рисунок 1.8 – Выгорание на наружных полках лопаток СА 1ст .

турбины .

–  –  –

Далее на рисунке 1.10 показан внешний вид коробления, растрескивания и выгорания на секциях жаровых труб и газосборников камеры сгорания .

Таким образом, ресурс для восстанавливаемых изделий, к которым относятся авиационные ГТД коммерческой авиации, следует рассматривать как на этапах между восстановительными ремонтами, так и на весь период гарантии авиакомпании .

–  –  –

1.3 Неисправности авиационных ГТД, их основные причины и классификация. Причины и особенности отказов авиационных ГТД По опыту эксплуатации авиационных ГТД можно выделить ряд основных или наиболее часто повторяющихся причин отказов. К таковым относятся:

трещины и обрывы лопаток компрессоров и турбин. Тещины и разрушения дисков. Разрушение зубьев шестерен. Повышенные вибрации двигателей .

Повреждение лопаток компрессора посторонними предметами. Трещины и прогары жаровых труб камер сгорания. Образование нагара на элементах камеры сгорания. Потеря газодинамической устойчивости работы компрессора. Незапуск двигателя. Пылевая эрозия элементов проточной части и отложения пыли. Отказы элементов трансмиссии, узлов опор, системы смазки. Отказы элементов топливопитания .

Основными факторами, влияющими на безотказность ГТД является:

влияние условий применения двигателя, эксплуатационные факторы и стабильность производственного цикла завода – изготовителя и авиаремонтных предприятий .

Если при отработке двигателя преимущественно проявляется какой-то определенный отказ, то это обычно является основанием для переделки соответствующего элемента с целью устранения причины, вызывающей этот отказ. Поэтому обычно трудно назвать несколько каких-то типичных причин отказов, которые можно было бы считать ведущими причинами отказов ГТД .

Вследствие высокой напряженности элементов конструкции газотурбинного двигателя, интенсивности тепловых и газодинамических процессов в нем происходящих, сложности системы автоматического управления двигателем при эксплуатации ГТД разных типов приходится сталкиваться с большим многообразием причин отказов. На практике приходится иметь дело с причинами отказов ГТД, связанными с прочностью (статической и динамической) нагруженных деталей, и с рабочим процессом в основных узлах двигателя, и с характером процессов его управления, и со свойствами элементов, входящих в системы двигателя (такие, как системы смазки, регулирования, топливопитания, зажигания и др.), и с особенностями его производства, и с характером его эксплуатации. Теоретически выделяют нескольких больших групп причин отказов - конструктивных, производственно-технологических и т.д. На практике в ряде случаев бывает трудно четко разделить эти причины. Например, поломка какой-либо детали может быть связана с тем, что к ее недостаточной конструкционной прочности добавилось какое-то производственное отклонение .

Не всегда просто однозначно квалифицировать физическую причину отказа. Так разрушение диска турбины может явиться не следствием выбора недостаточно прочного материала, а результатом неудовлетворительной организации условий охлаждения диска. Учитывая указанные обстоятельства, дать сколько-нибудь строгую и полную квалификацию физических причин отказов ГТД затруднительно. Поэтому описанные в настоящем параграфе отказы надо рассматривать как некоторые примеры, достаточно характерные для ГТД разных типов .

Далее представлен обзор типичных для газотурбинных двигателей отказов прочностного характера, заключающихся в большем или меньшем разрушении элементов конструкции двигателя .

Трещины и обрывы лопаток компрессора и турбин. Отказы такого рода встречаются практически на всех типах ГТД. Трещины, а также поломки небольших частей пера лопаток (например, при колебаниях по уголковым формам обнаруживаются большей частью при осмотрах двигателей. Обрывы значительной части лопатки обнаруживаются сразу же в процессе работы, приводят к повышенным вибрациям двигателя, могут приводить к помпажам компрессора и серьезным вторичным разрушениям. Этот отказ требует немедленного выключения двигателя. Трещины и обрывы лопаток приводят к необходимости досрочного снятия двигателя с эксплуатации, если невозможна замена поврежденной лопатки в эксплуатационных условиях .

Подавляющее большинство поломок компрессорных лопаток и очень многие поломки турбинных лопаток имеют усталостный характер. Эти поломки вызываются переменными напряжениями, возникающими в лопатках при их колебаниях. В большинстве случаев поломки лопаток связаны с их резонансными колебаниями. относительно редким, но очень опасным видом колебаний лопаток высоконагруженных осевых компрессоров являются автоколебания (срывной флаттер), быстро приводящие к поломке лопатки в случае их возникновения .

Наиболее неприятны разрушения лопаток вследствие колебаний по основному тону, как при этом происходит обрыв большей части или даже всего пера лопатки (у корня). При интенсивных колебаниях лопаток по основному тону усталостным разрушениям и растрескиванию могут подвергаться и замки лопаток .

Причины вибрационных поломок компрессорных и турбинных лопаток далеко не всегда связаны с недостаточным исходным запасом прочности. При изготовлении лопаток этот запас в ряде случаев может снижаться из-за отклонений размеров лопаток, а также прижогов, наведении в поверхностном слое растягивающих напряжений и других факторов, снижающих сопротивление усталости. Одной из причин уменьшения запасов прочности в процессе эксплуатации являются коррозионные повреждения материала лопаток, в том числе газовая коррозия турбинных лопаток, вызываемая наличием в топливах и продуктах их сгорания химически активных соединений .

Разрушение бандажированных лопаток наиболее часто связано с уменьшением в процессе наработки натяга по бандажам и появлением зазора между ними из-за износа рабочих граней бандажных полок .

На турбинные лопатки действуют, кроме переменных вибронапряжений, еще такие приводящие к накоплению повреждений факторы, как переменные термические напряжения, повторные статические нагружения при высоких температурах, перегревы рабочих лопаток местные – из-за (например, неравномерного по радиусу поля температур). Последние резко снижают сопротивление длительному статическому нагружению и могут вызвать обрывы лопаток с характерными следами пластической деформации. Перегревы сопловых лопаток вызываются обычно окружной неравномерностью температурного поля .

Трещины и разрушения дисков турбин и компрессоров относятся к наиболее опасным видам отказов, так как при обрыве части диска разрушения во многих случаях не локализуется в пределах корпуса двигателя. Часто в процессе развития трещины в диске происходит возрастание уровня общих вибраций двигателя (с роторной частотой), что может служить диагностическим признаком этого отказа и при своевременном выключении двигателя позволяет предотвратить разрушение диска. При обнаружении трещины в диске двигатель должен, как правило, сниматься с эксплуатации. Особенно опасны разрушения турбинных дисков, так как они значительно массивнее компрессорных .

Одним из наиболее распространенных дефектов дисков турбин является растрескивание поверхности на дне пазов елочных замков. Причиной образования трещин чаще всего является термическая усталость, возникающая в материале при повторных термических нагружениях в моменты запуска и останова ГТД .

Опасные разрушения дисков могут являться следствием перегрева и статической перегрузки (например, вследствие заброса частоты вращения ротора). Диски из некоторых материалов в результате длительной работы при высоких температурах теряют пластичность («охрупчиваются»), что может приводить к их хрупкому разрушению даже при относительно небольшом повышении статической напряженности .

Разрушение зубьев шестерен. Зубчатые колеса силовых редукторов ГТД и коробок приводов агрегатов подвержены различным видам разрушений, из которых отметим контактные разрушения (главным образом – выкрашивание поверхностей зубьев), являющиеся особенно неприятными при больших окружных скоростях колес. Контактные разрушения в редукторах ГТД приводят к росту вибрационных напряжений, повышении температуры масла, появлению стружки на маслофильтрах. При обнаружении выкрашивания зубьев двигатель или его редуктор обычно снимают с эксплуатации для ремонта .

Выкрашивания зубьев чаще всего вызываются или монтажными (или технологическими в процессе изготовления деталей) перекосами сопряженных деталей редукторного узла, или прижогами поверхности зубьев при их шлифовании. В эксплуатации встречаются также разрушения зубьев, вызванные масляным голоданием, повышенными вибрационными напряжениями, использованием масел с недостаточной смазывающей способностью и некоторыми другими причинами .

должны рассматриваться как Повышенные вибрации двигателей самостоятельный отказ (или неисправность), если они не являются следствием другого отказа, например, обрыва лопатки. В ряде случаев с повышенными вибрациями двигателя (как с роторной частотой, так и низкочастотными) приходится сталкиваться как при доводке, так и в процессе эксплуатации ГТД. В случае превышения в эксплуатации допустимого для данного двигателя уровня вибраций он подлежит снятию с объекта и заводской переборке .

Причиной возникновения повышенных вибраций ГТД может являться изменение натягов по посадочным поясам роторных и статорных деталей, в том числе ослабление под действием центробежных сил нятяга дисков на своих посадочных местах. В конструкциях, где диски роторов компрессоров соединяются торцевыми шлицами и стяжным болтом, из-за недостаточного усилия затяжки возможны относительные перемещения дисков в процессе работы двигателя. Высокие вибрации могут возникать в результате появления при эксплуатации двигателя критических частот вращения вблизи рабочих, например, вследствие недостаточной стабильности уровня жесткости опор. Во всех отмеченных случаях повышенные вибрации свидетельствуют о наличии дефектов роторной части двигателя, в связи с чем, желательно возможно более быстрое выключение двигателя в целях недопущения его серьезных разрушений .

Повреждение лопаток компрессора посторонними предметами является частой причиной досрочного съема двигателей. С мощной струей воздуха, засасываемого газотурбинным двигателем, различные твердые частицы могут попадать на вход в компрессор и, встречаясь с лопатками, имеющими окружные скорости до 400....500 м/с и выше, наносить им серьезные повреждения; эти повреждения (забоины) наиболее опасны на кромках в корневых сечениях .

Забоины на лопатках при их обнаружении тщательно выводятся. Если это невозможно без заметного снижения прочности лопатки, двигатель снимается для замены поврежденных лопаток. Попадающие в двигатель посторонние предметы могут повреждать не только первые ступени компрессора, но и проходить весь тракт, вплоть до последних ступеней.

Из-за сепарации частиц под действием центробежных сил в наибольшей степени повреждается концевая часть лопатки:

для того же ТРД, вероятность ее повреждения, как правило вчетверо выше вероятности повреждения корневой трети .

Трещины и прогары жаровых труб камер сгорания чаще всего могут быть обнаружены при осмотре двигателя перископическими трубками. При значительных разрушениях жаровых труб их отделившиеся кусочки могут сильно повредить лопатки турбины. Поврежденные жаровые трубы или заменяются или, если дефект не развивается, могут при наличии регулярного контроля использоваться и далее. Повреждения жаровых труб обычно происходят от термических напряжений, вызываемых высокими градиентами температуры, а также резкими ее изменениями при запусках, приемистостях, остановах .

Иногда в высокофорсированных камерах сгорания, особенно форсажных камерах авиационных ГТД, могут возбуждаться режимы вибрационного горения со значительной амплитудой колебания давления и с частотой, зависящей от акустических свойств камеры. Вибрационное горение может приводить к значительным разрушениям камеры и других элементов двигателя, в связи с чем работа на режимах вибрационного горения недопустима. При вибрационном горении автоколебания газового столба возникают в результате того, что исходный режим неустойчив по отношению к малым возмущениям. Источниками энергии, поддерживающими автоколебания, могут быть тепловая и кинетическая энергия потока .

Образование нагара на элементах камеры сгорания может вызывать изменение формы распыленной струи топлива при нагарообразовании на форсунке и завихрителе, местный перегрев – при нагарообразовании на жаровых трубах, и вследствие этого приводит к тем или иным повреждениям камеры сгорания и лопаток турбины. Образующиеся при горении частицы кокса, близкого по составу к углероду, отлагаются на поверхностях камеры сгорания и образуют нагар. При правильной организации процесса сгорания в камере одной из причин нагарообразования может быть повышенное содержание в топливе ароматических углеводородов, для которых характерно наибольшее отношение углерода к водороду. Поэтому следует избегать применения в ГТД ряда типов, в первую очередь – авиационных топлив с содержанием ароматических углеводородов более 20...25% .

Со свойствами топлив могут быть связаны и другие отказы камер сгорания .

Так, недостаточная стабильность топлива при повышенных температурах приводит при нагреве его в топливной системе к выпадению осадков, смол, забивающих каналы форсунок, что в свою очередь, может приводить к большой неравномерности температурного поля и прогарам сопловых аппаратов турбины и стенок камеры сгорания .

Потеря газодинамической устойчивости работы компрессора - отказ, который в зависимости от ряда факторов может различным образом проявляться при эксплуатации ГТД. В случае помпажа (устойчивые низкочастотные колебания проходящей через компрессор массы воздуха) возникают сильные пульсации давления, сопровождаемые интенсивными хлопками, падение частоты вращения ротора, рост температуры газа, выбросы пламени из камеры сгорания. В случае вращающегося срыва наблюдаются менее интенсивные пульсации, происходит падение напора в компрессоре и “зависание” двигателя, т.е .

невозможность увеличить частоту вращения ротора из-за роста температуры газа .

Работа компрессора в области неустойчивых режимов недопустима, так как сопровождается повышенными вибрациями лопаток. В ряде случаев, особенно в малоразмерных двигателях, при попадании компрессора в область неустойчивой работы могут происходить опасные перегревы турбинных лопаток, обладающих малой тепловой инерцией. После попадания двигателя в область неустойчивой работы следует осмотреть лопатки компрессора и турбины прежде, чем допускать его к дальнейшей эксплуатации .

Имеется множество причин, которые могут приводить к потере двигателем газодинамической устойчивости. Различные возмущения потока перед компрессором ветра, возникновение на каких-то режимах (порывы неравномерности поля скоростей во входном устройстве, обледенение входных элементов двигателя, пульсации, попадание на вход в двигатель горячих газов и т.п.) являются частой причиной потери устойчивости .

На переходных режимах запуск, приемистость возможен срыв

– компрессора при неисправности аппаратуры регулирования двигателя .

В компрессорах с поворотными направляющими аппаратами заедания, зазоры, поломки в механизме управления поворотом лопаток также приводят к потере устойчивости .

Износ проточной части компрессора вследствие пылевой эрозии, увеличение радиальных зазоров между лопатками и корпусом компрессора в процессе выработки ресурса, производственные отклонения в форме и размерах проточной части компрессора – все это способствует потере газодинамической устойчивости .

Незапуск двигателя – отказ, в ряде случаев ведущий к крайне нежелательным последствиям (незапуск авиационного двигателя в полете после вынужденного или самопроизвольного его выключения). В некоторых случаях отказ в процессе запуска может вывести двигатель из строя из-за перегрева лопаток турбины. В большинстве же случаев этот отказ устраняется в эксплуатации (перерегулировками, заменой агрегатов и т.п). В первый период запуска при раскрутке ротора стартером надежность запуска может быть снижена в основном вследствие недостаточности располагаемой мощности пускового устройства, в том числе из-за ухудшения характеристик источников питания. При воспламенении топливовоздушной смеси возможны отказы из-за плохого распыления топлива (при низких температурах), из-за недостаточной энергии искры свечи зажигания и т.п. При подводе топлива в процессе запуска из-за узости диапазона устойчивой работы компрессора в пусковой области любые отклонения в программе подачи топлива могут приводить к срыву компрессора и «зависанию» частоты вращения, догоранию топлива в турбине. Преждевременное отключение стартера ведет к росту температуры газа и затягиванию запуска .

Встречаются отказы при запуске и из-за разрушений деталей механизма привода .

Незапуск авиационных двигателей в полете может быть вызван многими причинами, среди которых отметим следующие: малые запасы устойчивости работы камеры сгорания в области бедных смесей; невоспламенение топлива в камере авторотирующего двигателя на больших высотах полета, а также при больших скоростях полета (в последнем случае из-за высоких скоростей воздуха в камере); недостаточные частоты вращения при авторотации на малых скоростях полета. В связи с указанными обстоятельствами диапазон полетных режимов, где возможен надежный запуск ГТД, всегда уже диапазона режимов использования самолета .

Пылевая эрозия элементов проточной части и отложения пыли встречаются на ряде ГТД, даже авиационных (вертолетных), эксплуатируемых вблизи земли. Как следствие возникают такие отказы, как снижение мощности, недопустимый рост температуры газа, поломки ослабленных эрозией лопаток, помпажи. Особенности повреждений, происходящих при попадании пыли в проточную часть двигателя, зависят от размеров пылевых частиц, их минерального состава и т.п. Вследствие больших относительных скоростей воздуха, поступающего на лопатки, и больших окружных скоростей столкновение их даже с мелкими твердыми частицами может приводить к значительному износу .

В ряде случаев спекшаяся пыль забивает сопловые аппараты турбины, вызывая помпаж компрессора из-за роста сопротивления сети .

Отказы элементов трансмиссии, узлов опор, системы смазки составляют значительную часть всех отказов ГТД. Сюда относятся разрушения масленых и воздушных уплотнений (контактных, лабиринтных), разрушения подшипников, повышенный расход и уход масла, разрушения элементов суфлирующей системы и т.п. некоторые из этих отказов достаточно опасны, например, разрушения подшипников. Такого рода отказы сразу проявляются в процессе работы двигателя (по росту температуры масла, вибрациям, показаниям сигнализатора стружки в масле) и требуют немедленного выключения двигателя. Другие (например, повышенный износ лабиринтных уплотнений) могут обнаруживаться лишь при обслуживании двигателя, чаще всего – по стружке на маслофильтрах .

Все эти отказы требуют в большинстве случаев досрочного снятия и переборки двигателя. Причины отказов подшипниковых узлов, элементов системы смазки, лабиринтов могут быть самого разного характера .

Отказы элементов системы регулирования и топливопитания весьма многообразны как по причинам, так и по их последствиям. Выявляются эти отказы, как правило, в процессе работы двигателя (колебания частоты вращения роторов, невозможность изменения режима двигателя – так называемое «зависание», заброс температуры газа, помпаж компрессора при изменении режима и т.д.). Во многих случаях отказы системы регулирования устраняются в эксплуатации заменой агрегатов или перерегулированием. Но возможны случаи, когда двигатель приходится досрочно снимать из-за отказов системы регулирования, например, при большом забросе температуры газа .

Можно говорить о трех больших группах причин отказов систем регулирования и топливопитания ГТД. Во-первых, причины части отказов систем регулирования, заключающихся в невыполнении системой заданных функций, связаны с общими факторами, влияющими на надежность любых систем управления (объем выполняемых функций, требования к точности работы системы, структура системы). Во-вторых, большая часть отказов зависит от надежности элементов системы. Причины этих отказов носят индивидуальный характер для разных элементов гидромеханических и электронных систем регулирования и систем топливопитания от механических разрушений насосов различной конструкции до нарушения электрических контактов, пробоев изоляции и т.п. В-третьих, ряд общих для многих агрегатов причин отказов зависит от факторов, не связанных непосредственно с конструктивнопроизводственным совершенствованием агрегатов регулирования. Рассмотрим некоторые из таких причин .

Недостаточно тонкая фильтрация топлива, заправляемого в расходные баки объекта, на котором используется газотурбинный двигатель, – одна из частых причин отказов систем регулирования. Наличие механических примесей и воды в топливе пагубно сказывается на надежности прецизионных элементов .

Одной из причин повышенного износа и выхода из строя трущихся пар, особенно в плунжерных насосах, является низкая смазывающая способность некоторых топлив. В большой мере это относится к гидрозащищенным керосинам, которые в связи с этим должны применяться либо к присадкам, повышающим их смазывающие свойства, либо смеси с прямогонными топливами .

Наконец, общей причиной отказов ряда агрегатов может являться недостаточно высокое качество поставляемых агрегатным заводам комплектующих изделий. Это такие изделия, как мембранные и сильфонные чувствительные элементы, прецизионные малогабаритные подшипники, элементы электронных систем регулирования, резинотехнические изделия. Резина используется как для уплотнения соединений подвижных и неподвижных элементов, так и в мембранных чувствительных элементах. При этом к качеству резины предъявляются очень жесткие требования, обеспечение которых является одним из условий повышения надежности агрегатов ГТД .

Из приведенных примеров видно, насколько разнообразны причины отказов ГТД. Далее на рисунке 1.11 виды отказов с опасными последствиями, а на рисунке 1.12 представлены основные отказы, ограничивающие ресурс и надежность авиационных двигателей. Анализ выполнен на основе опыта эксплуатации наиболее массовых авиационных ГТД РФ серии Д-30КУ/КП/КУ

–  –  –

Рисунок 1.12 – Основные отказы, ограничивающие ресурс и надежность авиационных двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154

1.4 Методы достижения заданных параметров надежности авиационных ГТД Надежность двигателей закладывают при проектировании, обеспечивают в производстве и поддерживают в эксплуатации объединенными усилиями эксплуатационных, ремонтных предприятий и предприятий авиапромышленности .

Техническое задание в зависимости от назначения двигателя по отношению к надежности может содержать:

- наработку на отказ или вероятность безотказной работы двигателя в течение полета;

- ресурс в часах наработки или циклах;

- трудоемкость ремонта;

- трудозатраты на поиск и устранение неисправностей;

- трудозатраты на техническое обслуживание;

- сроки консервации и хранения .

Прежде чем рассматривать методы обеспечения надежности на различных этапах жизненного цикла рассмотрим основные термины и определения относящиеся к данному вопросу .

По причинам возникновения отказы и дефекты (происхождения) классифицируются на конструктивные, производственные и эксплуатационные .

Конструктивный отказ – отказ, возникший в результате несовершенства или нарушения установленных правил и (или) норм конструирования изделия .

Производственный отказ – отказ, возникший в результате несовершенства или нарушения установленного процесса изготовления или ремонта изделия, выполняющегося на ремонтном предприятии .

Конструкторско - производственный отказ отказ, обусловленный

– совместным действием как ошибок при конструировании, так и нарушений (или несовершенства) производственно - технологического процесса .

В настоящее время при проектировании двигателя применяются три метода обеспечения: метод физической надежности, метод схемной надежности, математическое моделирование .

Физическая надежность, обусловлена физическими и химическими свойствами материалов, условиями работы и действующими нагрузками, является свойством отдельных элементов, узлов ГТД. Физическая надежность обеспечивается регламентацией норм прочности, хотя последние в явном виде ТЗ не оговариваются .

Требования прочности двигателей являются следствием определения эксплуатационных условий оговоренных для ЛА. На современном этапе характерном для проектирования по условиям прочности является комплексный подход, учитывающий целый ряд прочностных требований и ограничений к конструкции, а именно: требования к статической прочности неповрежденной конструкции, требование безопасного повреждения – обеспечение необходимого уровня остаточной прочности, требования по усталостной прочности (ресурса), а также требования к жесткости конструкции (статическая и динамическая аэроупругость). Удовлетворение всем этим требованиям должно быть произведено в рамка жестких весовых лимитов, обеспечивающих требуемую эффективность двигателя .

Статическая прочность на стадии проектирования обеспечивается путем проведения расчетов конструкции на прочность. Требования к статической прочности конструкции (прочность при действии однократных экстремальных нагрузок) определяется в соответствии с назначением ГТД и условиями его эксплуатации с помощью нормативных документов или специальных методов регламентирования. Обычно это сводится к заданию экстремальных нагрузок .

Требования к остаточной прочности частично поврежденной усталостными трещинами конструкции также задаются в форме регламентов прочности. При этом в большинстве случаев задается минимально допустимая остаточная прочность при наиболее неблагоприятном возможном расположении повреждения (трещины) по отношению к неповрежденной части конструкции .

Необходимо отметить, что величина остаточной прочности в каждом конкретном случае задается на основе специального анализа с учетом того, что уровень безопасности за период между осмотрами конструкции будет не ниже некоторой регламентируемый величины. Необходимо отметить, что данный вопрос далек от окончательного решения и ряд подходов, приближающий решение данного вопроса будет изложен дальше .

Требования к прочности по условиям выносливости вытекает из условий нагружения двигателя в типовом полете. Спектр нагрузок задается для различных этапов полета. Соответствующая несущая способность определяется на основе базовых кривых выносливости для данного конструкционного материала и величины требуемого ресурса, с учетом необходимого коэффициента надежности .

Требования к жесткости конструкции должны обеспечивать в эксплуатации отсутствие деформаций больше допустимых .

Таким образом, сопоставление совокупности прочностных требований по внешним нагрузкам с несущими способностями конструкции определяет весовое совершенство конструкции и определяет будущую надежность двигателя .

Анализ надежности ГТД методом структурных схем, например [28] .

Любое изделие, состоит из отдельных узлов (элементов): надежность которых при проектировании может быть определена исходя из имеющегося опыта эксплуатации аналогичных изделий, а затем и в процессе многочисленных испытаний.

Из этих элементов составляется структурная схема надежности:

элемент изделия, отказ которого приводит к отказу всего изделия, включается в схему последовательно, а в противном случае – параллельно .

Резервированные элементы в структурной схеме надежности удобно объединить в укрупненные элементы, преобразуя ее таким образом в схему только последовательно соединенных N элементов. В этом случае, как следует из теории вероятности, вероятность сохранения работоспособного состояния N определяется соотношением P = p i .

i =1 Таким образом, можно оценить надежность изделия при данной надежности составляющих его узлов и элементов. Если эта надежность не удовлетворяет требования ТЗ, то необходимо либо совершенствовать схему, либо добиваться повышения надежности составляющих ее элементов .

Значительным достоинством структурной схемы надежности является то, что она позволяет оценить требования к надежности составляющих ее элементов .

Анализ надежности ГТД на основе математического моделирования .

Математическая модель ГТД представляет систему алгебраических и дифференциальных уравнений, связывающих между собой входные и выходные параметры. При определении входных и выходных параметров ГТД существует в общем случае некоторый произвол, однако основные параметры, определяющие технические характеристики ГТД и указанные в ТЗ, безусловно относятся к выходным .

Все математические модели ГТД можно распределить на два класса:

аналитические и эмпирические. Аналитические модели представляют собой совокупность уравнений, описывающих физику процессов в узлах ГТД .

Эмпирические модели составляются из специальных классов уравнений, удобных для аппроксимации экспериментальных данных и не связанных c физикой процессов. В силу последнего обстоятельства эти модели пригодны только для описания работы ГТД в диапазоне, для которого имеются экспериментальные данные .

Следует отметить, что жесткой границы между аналитическими и эмпирическими моделями нет. Так, в ряде случаев в моделях ГТД используются уравнения, составленные в основном с учетом физики процессов, но с введением ряда эмпирических коэффициентов, уточняемых по мере накопления экспериментального материала, чтобы расчетные процессы все более приближались к действительным .

Математические модели являются эффективным инструментом вероятностного исследования ГТД, суть которого заключается в многократном расчете выходных параметров при изменяющихся от расчета к расчету по какомулибо закону входных параметрах. Понятно, что этот закон должен как можно точнее соответствовать закону, которому подчиняются характеристики рассеивания параметров узлов реальной конструкции .

Конкретные значения входных параметров для очередного расчета выбираются с использованием датчика случайных чисел независимо друг от друга .

Если отсутствуют какие-либо сведения о виде законов распределения входных параметров, то обычно их считают нормальными. Проводя расчет между предельными законами распределения, нормальным и равномерным, можно получить допустимую область, в которую попадет оценка надежности для случая произвольных распределений .

В результате многократного повторения расчетов получают некие наборы значений выходных параметров, используя которые по известным методикам теории статистического моделирования можно установить теоретические законы их распределения. По этим законам определяется вероятность нахождения выходных параметров в заданном в ТЗ диапазоне и принимается решение об удовлетворительности (или нет) выбранных схем и конструкции ГТД .

Поскольку основой разработки высоконадежных двигателей является опыт создания подобных или аналогичных типов изделий, то в новых изделиях, зачастую, используются оправдавшие себя в эксплуатации принципиальные и конструктивные схемы как двигателя в целом, так и отдельных его частей и узлов .

Успех создания нового изделия с заданными характеристиками надежности в значительной степени зависит от правильной оценки и учета всех действующих нагрузок и условий работы на наиболее тяжелых режимах. Причинами появления отказов отдельных агрегатов и систем, обнаруживаемых в эксплуатации, во многих случаях является разброс физических и прочностных свойств материалов, нестабильность и не идентичность технологических процессов, широкое разнообразие сочетаний внешних воздействий и нагрузок. Назначением оптимальных запасов работоспособности для узлов и деталей (запасов прочности, газодинамической устойчивости и т. д.); применением эффективных конструкторских решений, создающих необходимую избыточность по работоспособности конструктивных элементов во всех заданных условиях эксплуатации; выбором материалов с прогрессивными прочностными свойствами и перспективных технологических процессов. Обеспечению высокой надежности в значительной степени способствует применение в конструкции ГТД унифицированных составных частей, качество которых проверено опытом эксплуатации ранее созданных двигателей. Для проверки наличия и достаточности, заложенных при проектировании запасов работоспособности выполняется большой комплекс испытаний опытных двигателей, в числе которых значительная роль принадлежит ускоренным эквивалентным испытаниям на надежность .

Важнейшим этапом при проектировании двигателя является выбор схемы двигателя. Важнейшим принципом при выборе схемы двигателя является принцип модульности .

Модульный принцип конструирования позволяет получить высокие показатели надежности за счет возможности произведения опережающей отработки отдельных модулей или частей двигателей на ранних этапах их создания .

Модульные схемы, обеспечивают большие возможности дальнейшей модернизации и совершенствования двигателя, его высокую эксплуатационную технологичность и ремонтопригодность. Это особенно важно при создании высоконадежных двигателей, так как модульные конструкции позволяют провести тщательную отработку высокой надежности каждой части и узла двигателя .

Наряду с модульностью, среди мероприятий, способствующих повышению надежности двигателей, могут быть названы следующие:

- обобщением раннее известного опыта и сопоставлением с ранее выпущенными изделиями по условиям работы: нагрузкам, напряжениям, качеству и свойствам использованных материалов, примененным методам изготовления и сборки, по эксплуатационным и весовым характеристикам;

- упрощением схем;

- агрегатирование и панелирование;

- стандартизация;

- унификация .

Особую роль играет унификация и стандартизация как средство повышения надежности .

Унификация как метод приведения схожих элементов конструкции к единой форме для использования в двигателях, отличающихся по назначению и параметрам, позволяет в короткое время и при достаточно малых затратах выпускать нужные модификации двигателей, обладающие высокой надежностью .

Важным направлением унификации является модификация базового газогенератора двигателя с целью совершенствования его характеристик, ресурса, надежности при сохранении взаимозаменяемости с первоначальной конструкцией .

Некоторые из соображений, рекомендаций и требований, способствующих повышению надежности двигателя с заданным уровнем надежности на стадии проектирования и при подготовке к серийному производству .

При проектировании Изучение, уточнение и учет внешних нагрузок и факторов, действующих на двигатель и его системы .

Изучение и анализ результатов эксплуатации аналогов или прототипов двигателя .

Отработка наиболее простых конструктивных решений по отдельным узлам и системам с расчетным анализом и экспериментальной проверкой их эффективности .

Проведение всесторонних испытаний при различных сочетаниях действующих факторов с оценкой последствий проявления возможных отказов и эффективности их резервирования .

Изучение и анализ причин выявленных в эксплуатации неисправностей и разработка мер по их устранению .

Обеспечение показателей надежности ГТД на стадии производства .

В серийном производстве надежность ГТД обеспечивают решением широкого круга практических вопросов, которые можно разделить на две основные группы. Первую группу составляют вопросы совершенствования технологических процессов в направлении повышения качества деталей, главным образом, путем формирования оптимальной структуры материалов и высокого качества поверхностного слоя, оказывающих существенное влияние на выносливость, термостойкость и другие характеристики долговечности. Во вторую группу входят вопросы повышения точности и стабильности на всех этапах производства, решаемые применением эффективных методов управления стабильностью производственных процессов и контроля качества изделий .

Обеспечение показателей надежности ГТД в процессе эксплуатации .

Главными средствами, направленными на сохранение в эксплуатации достигнутого уровня надежности двигателей, являются их техническое обслуживание и ремонт (в общей постановке, рассматривая техническое обслуживание как средство приведения ГТД в работоспособное состояние, ремонт можно считать наиболее крупной формой обслуживания). Особо важное значение имеет в эксплуатации использование современных методов технического диагностирования, разработка которых должна начинаться на самых ранних стадиях проектирования двигателя. Следует отметить, что выполнение только технического обслуживания не гарантирует поддержания достаточного уровня надежности двигателей, так как в эксплуатации обычно проявляются разнообразные дефекты конструктивно - производственного характера, для устранения которых необходимо проводить доработки дефектных элементов на заводах – изготовителях. В этом состоит смысл так называемого принципа обратной связи между производством и эксплуатацией, реализация которого позволяет в полной мере решить задачу обеспечения высокой надежности авиационных ГТД в эксплуатации .

1.5 Основные показатели надежности. Действующая в РФ система оценки показателей надежности серийных авиационных ГТД пилотируемых летательных аппаратов

–  –  –

На рисунках 1.13 и 1.14 представлены соотношение фактически достигнутых показателей парков маршевых ГТД зарубежного и отечественного производства гражданской авиации и тенденции перспективных требования к надежности ГТД ГА РФ .

–  –  –

Для унификации зарубежных и отечественных требований нормативного уровня введено Положение [31], требования которых для суммарной наработки соответствующей парку ГТД ГА Д-30КУ-154 представлены в таблице 1.5 .

–  –  –

K ПВ – коэффициент частоты не восстанавливаемых в полете выключений двигателя по конструктивно-производственным (двигательным) причинам; K ПВ определяется как количество не восстанавливаемых в полете выключений (полных отказов) двигателя по конструктивно-производственным (двигательным) причинам на 1000 ч наработки;

–  –  –

определяется как количество нелокализованных отказов (нелокализованных разрушений, нелокализованных пожаров) двигателя по конструктивнопроизводственным (двигательным) причинам на 100 000 ч наработки .

При задании, контроле и подтверждении уровней безотказности двигателей могут использоваться показатели безотказности, адекватные указанным:

- средняя наработка на отказ, приводящий к неустранимому в полете выключению двигателя Т ПВ ;

- средняя наработка на нелокализованный отказ двигателя – Т НЛД .

2. В соответствии с данными «Нормами» введен перечень рекомендуемых показателей безотказности:

KСДР – коэффициент частоты съемов двигателей для ремонта в заводских условиях (аналог распространенного в зарубежной практике коэффициента посещений цеха K SV ). Коэффициент KСДР определяется как среднее за оцениваемый период количество съемов двигателей с ВС для ремонта в заводских условиях (с изъятием двигателей из эксплуатации) на 1000 часов наработки .

При задании и контроле безотказности двигателя вместо коэффициента частоты съемов двигателей для ремонта в заводских условиях KСДР может использоваться показатель безотказности TСДР – наработка на съем двигателя для ремонта в заводских условиях (с изъятием из эксплуатации) Коэффициент частоты съемов двигателей для ремонта в заводских условиях K СДР оценивается как

–  –  –

где nСДР – количество двигателей, снятых с ВС для ремонта в заводских условиях (в оцениваемом парке за оцениваемый период); tC – суммарная наработка двигателей оцениваемого парка за оцениваемый период .

Величина nСДР определяется как

–  –  –

где n рес, nотк, n реш – количество двигателей, снятых с ВС для ремонта в заводских условиях из-за ресурсных ограничений (при первой стратегии управления – по двигателю в целом, при второй, третьей – по элементам, не заменяемым и не восстанавливаемым в заводских условиях), из-за отказов по конструктивно-производственным причинам (включая выход за допустимые пределы контролируемых параметров), по решениям и бюллетеням промышленности .

При определении nСДР в зачет не принимаются двигатели:

- снятые с ЛА и отремонтированные в условиях эксплуатации (вне зависимости от сложности ремонтных операций);

- снятые с ЛА по эксплуатационным причинам;

- снятые с ЛА исправные двигатели (оставшиеся в резерве, снятые для перестановки с самолета на самолет, снятые по другим организационным причинам) .

Коэффициент регулярности вылетов K РВ оценивается как

–  –  –

1.6 Нормативные положения по ограничению периода принятия корректирующих действий для парка двигателей при выявлении в эксплуатации событий уровней 4 и 3 согласно GM21A.3B(d)(4) Анализ выполнен на основании раздела GM 21A.3B(d)(4) [32] .

В течение многих лет заданные уровни риска, лежащие в основе требований летной годности разрабатывались на основе традиционных качественных подходов к летной годности, за последние годы они стали более точными за счет сравнения с полученными уровнями летной годности (оценка по статистике происшествий) и после обсуждений и дискуссий о введении нормативных эксплуатационных требований принято решение о введении подхода оценки безопасности в количественных требованиях. Несмотря на то, что заданные уровни риска по летной годности обычно рассматриваются как единичные значения (частота несчастных случаев по причинам летной годности не более 1 на 10.000.000 полетов/летных часов для крупных самолетов) это следует понимать как то, что при применении требования к отдельным типам самолетов, полученные уровни летной годности при сертификации могут оказаться в окрестности заданного уровня, а впоследствии, для отдельных типов и видов самолетов полученный уровень будет время от времени изменяться в пределах данной окрестности .

Достигнутые уровни риска по летной годности могут варьироваться и быть выше нормативных уровней. Достигнутый уровень может варьироваться и быть ниже нормативного уровня по причине необнаруженных дефектах в материале или конструкции, отклонений от типовой конструкции, возникновения непредвиденных комбинаций отказов и/или происшествий, а также непредвиденных условий эксплуатации или внешних условий .

В настоящее время признана необходимость введения контроля условий, которые могут привести к повышению уровня риска и принятию соответствующих корректирующих действий, которая определяется следующей целью:

(a) определение принципов, необходимых при определении основных действий, выполняемых в целях поддержания соответствующего уровня риска летной годности после появления неисправности, которая может повлечь возможное значительное повышение уровня риска для данного типа летательного аппарата;

(б) для тех случаев, когда невозможно в полном объеме и в кратчайшие сроки восстановить соответствующий уровень риска летной годности любым возможным парирующим действием, таким как контроль или ограничение, следует установить критерии, применяемые для оценки остаточного повышения риска и для установления его ограничения до некоторой величины, которая является частью среднего значения риска летной годности для срока службы .

Ранее затраты на предлагаемое действие часто сравнивались с понятием «затрат на риск», то есть стоимостью катастрофы, помноженной на вероятность ее возникновения. Это может послужить полезным опытом, однако, должно ограничиваться пределами приемлемых уровней риска, т.e. пределами прогнозируемого риска уровня летной годности, представляющим максимальные уровни риска, которым самолет должен удовлетворять, т.е. верхней границе диапазона .

В настоящее время средний уровень риска летной годности для самолетов транспортной коммерческой авиации устанавливается по уровню катастроф: не более 1 на каждые 10.000.000 полетов/часов полета для обеспечения летной годности. Ограничение, связанное с отказом автоматической системы управления в данном варианте выбора, которое может быть разрешено на основании затрат на риск, является недопустимым, если ведет к серьезному длительному нарушению данного требования по безопасности .

Хотя первостепенной задачей является реакция на аварийные ситуации и их устранение, т.е. такие ситуации, которые могут повлечь за собой значительное повышение уровней риска летной годности без необоснованной задержки, в конечном счете, должны быть установлена минимально приемлемая программа действий. Потому необходимы указания, которые должны использоваться при оценке достаточности предложенных корректирующих действий по условиям летной годности и это, очевидно, должно основываться на определении общего значения достигнутых уровней риска летной годности для самолета и пассажиров в течение любого периода корректирующего действия и сравнения их с согласованным заданным значением .

Поскольку корректирующее действие не является немедленным (за исключением запрета полетов), есть вероятность повышения достигнутого уровня риска летной годности до и выше верхней границы диапазона .

Например, если самолет должен был выработать 10% ресурса на таком уровне при котором риск катастрофы увеличивается на порядок, средний уровень по всему сроку службы должен быть удвоен, что может оказаться не в интересах общественности. Более подходящий критерий это, возможно, такой, который бы допускал среднее повышение риска, на одну треть от верхней границы расчетного значения риска по всему сроку службы самолета, которое, вероятно, окажется приемлемым в рамках метода (см. рисунок 1.15) .

Впоследствии возможно оценить риск самолета по всему сроку службы, например, среднее планируемое значение летной годности не более одной катастрофы на 10 миллионов (1Е-7) часов, состоящее из двух частей, первой, составляющей 3/4 от общего количества и служащей для расчетного значения риска и второй, составляющей 1/4 от общего количества, составляя запас, который применяется у самолета по всему сроку службы для непредвиденных ситуаций, как описано выше .

Многочисленные исследования показали, что за срок службы отдельного самолета могут произойти 10 подобных происшествий .

Применяя данные критерии во время аварийных периодов (предполагается, что их будет десять), может быть определен запас по риску при эксплуатации следующим образом:

–  –  –

Рисунок 1.15 – Условия регулирования риска событий с опасными последствиями на уровне ЛА коммерческой транспортной авиации в соответствии с GM 21A .

3B(d)(4) [32]

- 1 E-7 для 2.5% срока службы самолета; или

- 5 E-7 для 0.5% срока службы самолета; или

- 1 E-6 для 0.25% срока службы самолета; или

- 1 E-5 для 0.025% срока службы самолета и т.д .

Таким образом, может быть составлена «таблица реагирования», как указано в таблице 1.6 (последние две колонки предполагают стандартный расчетный срок службы самолета равным 60 000 часам и выработку 3000 часов ресурса в год), в которой представлены время полетов или календарное время, в течение которого дефект должен быть устранен .

Таблица 1.6 – Таблица реагирования

–  –  –

Существует еще одно ограничение. Несмотря на то, что ситуация может оказать некоторое влияние на риск самолета по всему сроку службы, достижение слишком высокого значения риска для конкретного одного полета не допускается .

Поэтому, если слишком высокий риск допускается в течение короткого времени при отсутствии недопустимого разрушения по прогнозируемому значению летной годности, некоторые полеты будут подвержены недопустимому уровню риска .

Вследствие этого возможно включить в таблицу 1.6 выключения двигателя на уровне чтобы при полетах отсутствовал риск, превышающий 2Е-6, прогнозируемое значение в 20 раз. На этом уровне больше вероятность того, что неисправность приведет к катастрофе, нежели по другим совокупным причинам, включая не связанные с летной годностью. Если ситуация хуже, чем данная, запрещение полетов является единственным выходом с возможным разрешенным в виде перегоночного полета, связанного с высоким риском, позволяющим самолету вернуться на базу пустым. На рисунке 1.16 представлена наглядная схема, эквивалентная таблице 1.6, устанавливающая среднее время на внесение корректирующих действий (в часах или в месяцах), на основе вероятности дефекта, который должен быть исправлен .

–  –  –

Также необходимо отметить, что при оценке рисков эксплуатации по отношению к расчетному риску применяется элемент консерватизма, ибо пассажир уведомляется только об общем риске (летная годность плюс эксплуатационные риски), и общий уровень катастроф со смертельным исходом по всевозможным причинам превышает риск лишь с учетом летной годности (то есть 1Е-6 по сравнению с 1Е-7). Суммарный допуск риска эксплуатации, представляет небольшую часть общего значения риска, которому подвергается пассажир. При работе в течение коротких периодов при максимальном заданном риске (2Е-6 в час) дефект представляет на 100% больший риск, нежели все другие совокупные причины .

Подобный подход применяется для рассмотрения дефектов, связанных с условиями возникновения опасных отказов в работе, по которым не выполняются задачи безопасности, установленные в применяемых требованиях к летной годности. В соответствии с CS 25.1309 допускаемая вероятность возникновения каждого опасного отказа устанавливается на 1Е-7 часов полета по сравнению с 1Е-9 часов полета для возникновения условия опасного отказа в работе. На рисунке 1.19 представлена наглядная диаграмма среднего значения времени для внесения корректирующих действий, предоставленная на основе вероятности дефекта, который должен быть исправлен .

Неисправность, имеющая отношение к безопасности

–  –  –

Он схож с рисунком 1.16, но верхние и нижние границы пересмотрены для случаев возникновения опасных отказов в работе (вероятности при 1Е-7 и 2Е-4, соответственно) .

В дополнение, в целях учета влияния размера крупного парка самолетов ожидаемая вероятность возникновения опасного отказа в работе во время реализации корректирующих действий для рассматриваемого парка не должна превышать 0.5 (см. рисунок 1.19) .

–  –  –

(ii) определить часть парка, которая подвержена остаточному риску, после того как было установлено соответствие по параграфу (i) .

Неисправность, имеющая отношение к безопасности полета

–  –  –

(iii) используя приемлемые допущения, подсчитать возможный уровень возникновения катастрофы для каждого самолета, несущего риск в затрагиваемом парке .

(iv) сравнить скорость, с которой любая предложенная операция устраняет недостаток в течение времени, указанного на рисунке 1.19. Рисунок не должен использоваться при уровне выше 2E-6 за исключением специально разрешаемых полетов .

(v) необходимо гарантировать, что вероятный уровень возникновения катастрофы во время корректировки на затрагиваемом парке находится в соответствии с рисунком 1.20 .

Таким образом следующие указания должны применяться для корректирующей операции по устранению обнаруженного дефекта, связанного с возникновением опасного отказа без запрещения полетов самолета:

(i) установить все возможные парирующие действия, такие как контроль, тренировки экипажа, ограничения маршрута и иные ограничения .

(ii) определить часть парка, которая подвержена остаточному риску, после того как было установлено соответствие по параграфу (i) .

(iii) используя приемлемые допущения, подсчитать возможный уровень возникновения катастрофы для каждого самолета, несущего риск в затрагиваемом парке .

(iv) сравнить скорость, с которой любая предложенная операция устраняет недостаток в течение времени, предложенного на рисунке 1.19 .

(v) необходимо гарантировать, что вероятный уровень возникновения катастрофы во время корректировки на затрагиваемом парке находится в соответствии с рисунком 1.20 .

Необходимо отметить, что преимуществом данных указаний является формирование значения, которое теоретически считается максимальным временем реакции. Необходимо значительное количество мнений при установлении множества начальных факторов, а также может потребоваться смягчение окончательного решения нечисленными подходами, однако, данный метод должен, по крайней мере, обеспечивать рациональную «точку отправления» для вынесения подобной оценки .

1.7 Анализ существующих методов прогнозирования роста показателей безотказности Анализ существующих методов прогнозирования роста показателей надежности показал, что все их можно классифицировать по росту показателя на четыре группы: экстраполяционные модели (1), дифференциальные модели (2), имитационные модели (3), экспертные оценки (4) .

1. Как показано в [33] для парков однотипных двигателей определенной группы ЛA, для фиксированных значений наработки средняя наработка на отказ повышается экспоненциально до определенного уровня соответствующего = exp(, t k ), (1.27) T ДСД max а характер достижения этого уровня по суммарной наработке парка соответствует

–  –  –

позволила выделить и проанализировать изменение безотказности только по наработке, и позволила сделать вывод о том, что роль старения парка приблизительно после 10-12 лет эксплуатации становится столь существенной, что логистическая (монотонная) модель роста надежности перестает быть адекватной. В работе [36] анализируется выражение для зависимости T ДСД, где

–  –  –

результатам анализа эксплуатационных данных. Эти зависимости целесообразно использовать при глобальных (долгосрочных) прогнозах надежности и при достаточно монотонном протекании зависимости T ДСД = f (t k, T S ) .

Дифференциальные модели роста показателя интенсивности отказов ДСД равной обратной величине наработки на отказ T ДСД при экспоненциальном

–  –  –

имитационными моделями оценки жизненного цикла парка летательных аппаратов .

3. Имитационная модель оценки жизненного цикла парка летательных аппаратов [41] отслеживает динамику распределения числа двигателей и ЛА по категориям съема с затратами на ремонт, замену, хранение от момента начала эксплуатации до списания по выработке ресурса при заданных входных параметрах и условиях ограничения. Одним из важнейших входных параметров имитационной модели является тренд величины T ДСД по годам эксплуатации. На рисунке 1.21 приведена принципиальная схема увязки параметров модели оценки жизненного цикла парка летательных аппаратов .

4. При возникновении в рамках прогнозного периода скачка в развитии объекта прогнозирования, как для определения силы скачка, так и для оценки его существования используют экспертные оценки. В этом случае формализованные методы применяются для оценки эволюционных участков развития до и после скачка. Характерным примером такой оценки может служить следующая модель N ДВ.БМ N ДВ.М i = БМ + М, (1.37) N N где – интенсивность отказов парка двигателей по i-му дефекту; БМ – интенсивность отказов парка двигателей без мероприятий; М – интенсивность отказов парка двигателей с учетом внедренных мероприятий (экспертная оценка);

N ДВ. БМ – количество двигателей в парке без мероприятий; N ДВ.М – количество двигателей в парке с мероприятиями; N – общее количество двигателей в парке .

Прогноз выполняется с упреждением на один год. За опорную интенсивность отказов принимается i предыдущего года, М берется как экспертная оценка .

Анализ показал, что применение моделей 1 – 4, представленных выше для описания поведения параметра интенсивности отказов парка и его краткосрочного прогнозирования малоэффективно. Это обусловлено тем, что на отдельных временных интервалах доминирующее влияние оказывают только некоторые виды отказов, существенно изменяющие локальное протекание показателей надежности, способы эксплуатации и эксплуатационные условия .

–  –  –

Рис.1.21 – Модель оценки жизненного цикла парка ЛА интенсивности отказов на основе текущей и прогнозной информации .

Инерция в определении показателей надежности и в прохождении документации по надежности в управленческих и инженерных структурах, а также отсутствие достаточно точных краткосрочных методов прогнозирования показателей надежности, приводит к запаздыванию в оценке эффективности конструктивно производственных мероприятий и, как следствие, этого – к

–  –  –

где 1 (t1, t 2,..., t N ) и 2 (t1, t 2,..., t N ) – функции, зависящие от статистических данных, – неотрицательная функция. Статистика 2 (t1, t 2,..., t N ) будет в данном случае достаточной для параметра и содержит в нем всю накопленную

–  –  –

Тем не менее, не все функции распределения позволяют накапливать статистическую информацию в виде достаточных статистик о своих параметрах .

Так у параметра формы распределения Вейбулла не может быть достаточной статистики, а для параметра масштаба при известном такая статистика существует. Параметры закона распределения принципиально не могут быть определены достоверно, но с накоплением статистических данных неопределенность представлений о возможных значениях параметров уменьшается. Эта неопределенность характеризуется функцией распределения параметра масштаба распределения Вейбулла. При этом наличие достаточной статистики существенно упрощает определение закона априорного распределения параметра .

Уточнение априорного распределения по результатам дополнительных данных производится с помощью, так называемой, формулы Байеса, являющейся следствием теоремы умножения вероятностей. Далее приводятся основные положения вывода этой формулы [42, 43] .

Если событие В, являющееся следствием события А (статистически связано с событием А), представляет собой сумму исчерпывающего множества событий B1, B2...

Bn, то вероятность события А может быть выражена в соответствии с выражением для полной вероятности:

–  –  –

Байесовский подход позволяет перейти практически к режиму непрерывной оценки показателей надежности с учетом специфики организации способа эксплуатации .

–  –  –

Представлен краткий аналитический видов повреждений газотурбинного двигателя, а так же обзор современных методов параметрической и непараметрической оценки теории надежности ГТД, проблемные вопросы реализации оценок теории рисков высоконадежных систем в обеспечение обоснования способа их эксплуатации «по надежности» (RCM, Reliability Centered Maintenance) при соблюдении принципа безопасного повреждения. Рассмотрены традиционные модели оценки длительности жизненного цикла сложных технических систем, которые в своей основе имеют обобщающую идеализированную схему, а так же моделирование, нормирование, сопровождение надежности и оценка технических рисков сложных и высоконадежных технических систем на этапе их ЖЦ.

Основные выводы, сделанные в результате этого анализа:

1) В настоящее время по опыту эксплуатации зарубежных авиакомпаний формализован средний уровень риска летной годности для самолетов коммерческой авиации и аппарат реализующий временные «трапеций», ограничения на внедрение корректирующих действий с учетом оценочной величины интенсивности отказа, влияющего на БП .

2) Аналитические инструменты прогноза отказобезопасности или их комбинации, используемые в исследовании надежности ГТД, не могут гарантировать отсутствие пропуска случайного дефекта при доводке конструкции, что затрудняет применение классических методов оценки величины вероятности безотказной работы при малом объеме испытаний образца окончательного конструктивного облика, что, в свою очередь, ориентирует на развитие способов дробной оценки зачетности результатов испытаний .

3) Исследования в области проблемы взаимосвязи теории безопасности, рисков и надежности показывают, что только с помощью комплекса положений указанных теорий возможно обеспечение и управление безотказностью при обеспечении безопасности АТС .

4) Совершенствование конструкции ГТД при существенном повышении безотказности и обоснованном внедрении способа серийной эксплуатации «по надежности» приводит к необходимости введения режима непрерывной оценки и прогнозирования безотказности, что в свою очередь, предполагает обоснование и внедрение способов модификации исходных распределений надежности с применением байесовского подхода при реализации задачи FRACAS с разработкой соответствующих СУБД .

Результатом работы в этом направлении научной школы НПО «Сатурн» – РГАТУ явилась разработка автором методологии оценки технических рисков системы управления надежностью ГТД при проектировании, изготовлении и серийной эксплуатации, дополняющей существующие методы теории надежности и теории рисков .

ГЛАВА 2. МЕТОДОЛОГИЯ ОЦЕНКИ ТЕХНИЧЕСКИХ РИСКОВ

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НАДЕЖНОСТЬЮ (СУН) ЖЦ ГТД

2.1 Введение. Основные элементы системы управления надежностью жизненного цикла ГТД Формализация и градация технических рисков, индуцируемой конструкцией ГТД, выполняется ставшей к настоящему времени обязательной на этапе разработки (модернизации) теоретической процедуре анализа безопасности конструкции Safety Analysis или Risk Analysis. Наиболее полное представление о порядке выполнения и составе методов комплексного анализа безопасности конструкции ЛА и его подсистем представлено в документе, разработанном для проектировщиков ЛА и его подсистем – ARP 4761 [50] .

Отсутствие в РФ подобного единого отраслевого документа для ГТД МСУ и требование сертификации двигателя SAM146 в EASA потребовало разработки документа технических рисков. план программы «Анализ «Типовой обеспечения безопасности полетов ГТД гражданской авиации разработки ОАО «НПО «Сатурн» (System Safety Program Plan (SSPP)» [51], который впоследствии был применен к последующим проектам ПАО НПО «Сатурн» .

Общая схема анализа отказобезопасности конструкции ГТД на этапе РКД, а так же обеспечивающие процесс процедуры и базы данных СУН ГТД с последующим сопровождением модели отказобезопасности ГТД представлена на рисунке 2.1 .

Вновь разработанными элементами СУН ГТД, указанными на рисунке 2.2 цифрами, являются:

1) Концептуальная модель системы управления комплексом баз данных непрерывной регистрации экспериментальной и эксплуатационной информации по отказобезопасности. Система реляционных баз данных сопровождения по надежности FRACAS ЖЦ ГТД .

–  –  –

Рисунок. 2.2 – Методология оценки технических рисков СУН ГТД СУБП при проектировании, производстве и серийной эксплуатации. Вновь разработанные элементы СУН ГТД С использованием массивов БД выполняется анализ, идентификации и прогноз технических рисков на этапах ЖЦ ГТД, оценка их значимости, как для опытных образцов, так и серийных, формируются априорные статистические данные и сценарии отказов, формируются и контролируются перечни воздействия видов дефектов на эксплуатацию. В массивах БД учтена выполненная в работе унификация российских и европейских требований к классификационным признакам внешнего проявления отказа и воздействия на эксплуатанта по последствиям, связанным со степенью сохранения работоспособности ГТД МСУ. Достаточно подробное обоснование Системы управления базами данных и описание реализованных задачи FRACAS и представлено в главе 6 диссертации .

2) Способ формирования матрицы функциональной эксплуатационной критичности C f допустимого уровня вероятности воздействия на эксплуатацию ГТД последствий отказов для завершения полета (выполнения полетного задания) ЛА и безопасной эксплуатации энергогенерирующих и газоперекачивающих объектов ГТУ. Матрица является системообразующим целевым элементом на этапе разработки конструкции для назначения перечня деталей группы особо ответственных (А – по классификации, принятой в РФ) по последствиям единичного отказа на рисунке представлена форма матрицы 2.3 (а) эксплуатационной функциональной критичности для ГТД многодвигательной МСУ коммерческого ЛА. Матричный подход к назначению уровней безопасности и безотказности для МСУ, включающей в свой состав только один ГТД позволяет выразить в количественных величинах, относящихся к событиям с опасными последствиями, те или иные виды отказов, последствиями которых является, в том числе, полный останов двигателя, в отличие от многодвигательной МСУ (см .

рисунок 2.3 (б)) .

Матрица формируется на этапе разработки и является основным критерием для отслеживания отказобезопасности элементов конструкции в серийной эксплуатации. В основе матрицы – принцип Фармера, т. е .

формализация допустимости уровня последствий того или иного события в эксплуатации по критерию воздействия на безопасность. Конечным результатом методологии, базирующейся на оценке рисков, является система классификации входящих в состав ГТД деталей по индексу влияния на безопасность, и далее – по индексу влияния на безотказность единичного отказу их функции. Граница разбиения деталей по степени серьезности влияния на эксплуатацию определяется требованиями Авиационных правил, возможными дополнительными требованиями разработчика ЛА к безопасности и ресурсными ограничениями отдельных деталей, влияющими на стоимость летного часа эксплуатации двигателя [52,53,54]. При оценке вероятности возникновения начальных событий сценариев отказов, определяющих эксплуатационную функциональную критичность введена оцифровка таких категорий, как степень новизны или глубины изменения детали прототипа (замена материала, существенное или нет изменение ее конфигурации, степень проработки вновь разрабатываемой конструкции и т.д.). Введенный таким образом коэффициент конструкционной критичности C c путем применения простейших матриц, например с условиями «33», влияет на исходную величину вероятности вида дефекта, принятую по опыту эксплуатации и, объективно, помимо собственно цели анализа предоставляет возможность дополнительного анализа в области управления проектом. В общем виде критичность конструкции ГТД представляется Rc = C f C c, выражением где C f – коэффициент функциональной эксплуатационной критичности в терминах, определенных таблицей операционных воздействий на двигатель при отказе; C c – коэффициента критичности конструкции, который зависит от степени новизны, а так же уровня проработки элемента конструкции. Критичность ДСЕ указывается в подетальных аналитических исследованиях конструкции, известных как анализ видов последствий и критичности отказов (АВПКО) или FMECA (Failures Mode, Effect and Criticality Analysis). С целью преодоления неопределенности при учете воздействия двойных и множественных отказов в работе был предложен способ совмещенной процедуры FMECA и анализа методом «деревьев отказов» (АДОFTA – Fault Tree Analysis) при формировании восходящего сценария развития отказа функции ДСЕ до определенного вероятного уровня отказа функции модуля, и – далее основной функции ГТД в составе МСУ (для ЛА) или энергогенерирующего (газоперекачивающего) объекта и анализ множественного отказа, например, связанного с неконтролируемой раскруткой ротора ТНД, фактически и потенциально приводящий к нелокализованному отказу с последующим возгоранием ГТД с учетом опыта его эксплуатации .

Имитационная модель оптимизации состава и количества 3) восстановительных ремонтов в пределах специальных гарантий авиакомпаниям, основанная на известной параметрической статистической модели ухудшения определяющих потребительские свойства ГТД параметров с учетом обязательных требований по восстановлению ресурса деталей особо ответственной группы и ограничений безотказности элементов конструкции, зафиксированных методом FMECA – АВПКО .

4) Способ доводки конструкции ГТД на этапе ОКР при ограниченном количестве испытаний ГТД окончательного конструктивного облика путем управления количественной величиной эффективности испытания с использованием вейбаесовской модификации исходных распределений безотказности. Обоснование и модельные примеры применения способа представлены в главе 3 работы .

5) Способ оценки уровня крайне маловероятных (маловероятных) событий, связанных с прямым отказом деталей группы особо ответственных деталей или отказом детали с последующим каскадным событием, потенциально приводящим к полной потере функции СУ, на основе оценки экстремальных распределений, Вейбулловой и вейбаесовcкой статистических моделей, что позволило применить способ «ограничительных трапеций», регламентирующих время внедрения парирующих мероприятий для обеспечения гарантии расчетного уровня риска БП коммерческой гражданской авиации согласно требованию AMS and GM to Part 21 [31]. Способу оценки уровня крайне маловероятных (маловероятных) событий, связанных с прямым отказом деталей группы особо ответственных деталей или отказом детали с последующим каскадным событием, потенциально приводящим к полной потере функции СУ, посвящена глава 4 диссертации .

Способ непрерывной оценки и краткосрочного прогнозирования 6) показателей безотказности парка ГТД до уровня отдельных эксплуатирующих организаций для соответствующих технологических форсайтов, определенных байесовским онлайн модифицированием исходных распределений надежности .

Обоснование способ оценки с многочисленными примерами на основе генеральной совокупности данных по надежности парка двигателей ДКУ/КП/КУ-154 представлены в главе 5 .

7) Способ прогноза и дальнейшего мониторинга безотказности по параметру эксплуатационной долговечности парка ГТД на этапе разработки, основанного на идентификации зоны роста интенсивности отказов за счет превалирования износовых или другого вида детерминированных видов отказов над случайными, который со временем может быть проверен расчетом, выполненным по известным моделям «старения», использующие методы Катлера-Эдерера или КапланаМейера. Способ представлен в настоящей главе .

Рисунок. 2.3 – Формы матрицы эксплуатационной функциональной критичности ( C f ):а) – для ГТД многодвигательной МСУ коммерческого ЛА; б) – однодвигательной МСУ

2.2 Анализ отказобезопасности конструкции ГТД на этапе ее разработки .

Анализ потенциальных рисков. Матрица критичности. Анализ видов, последствий и критичности отказов В настоящее время процедура анализа отказобезопасности конструкции авиационного и промышленного ГТД является обязательной, более того, доминирующей частью подготовки доказательной документации для сертификации типа ГТД гражданских летательных аппаратов (ЛА).

Результаты анализа безопасности конструкции используются:

в качестве обоснования начальной классификации по степени ответственности составляющих элемент двигателя, в том числе, перечня деталей группы А и Б (по терминологии ОСТ 100450);

- при обосновании способов подтверждения соответствия конструкции требованиям Авиационных правил;

- при обосновании перечня поузловых и полноразмерных испытаний двигателя .

Требования к выполнению анализа безопасности (safe analysis) для гражданской авиации (ГА) России были введены в отечественные авиационные правила АП-33 [55] в процессе их гармонизации с американскими и европейскими Нормами летной годности .

Одной из основных причин введения в российские АП требования к обязательному выполнению анализа безопасности послужил процесс перевода парка ГА России на эксплуатацию по техническому состоянию [55] с целью повышения экономических характеристик эксплуатируемых парков авиадвигателей при неукоснительном соблюд5нии требований к безопасности (определение «безопасность» – согласно федеральному закону РФ № 184-ФЗ о техническом регулировании). Для коммерческой гражданской авиации предполагает, прежде всего, наличие системы сквозной оценки технических рисков на жизненном цикле авиационного ГТД. Перечень событий с опасными последствиями, определяющими уровень БП для коммерческих самолетов, представлен разделами Авиационных правил, например, европейских – CS-E 510 и российских, – п. 75 АП 33 [54], а вероятность этих событий, относящаяся к категориям практически или крайне маловероятным, определена величиной интенсивности отказов в соответствии с пунктом CS-15 (§ в). Риск, относящийся к состоянию БП, определяется величиной интенсивности отказа (hazard rate) события с опасными последствиями в соответствии с перечнем CS-E 510 (п.75 АП 33) [55]. Риск, относящийся к состоянию безотказности, влияющий на технико-экономическую составляющую эксплуатации парка авиационных ГТД, или определяющий стоимость летного часа двигателя определяется интенсивностью некритических по отношению к БП видов отказов, связанных с задержкой и отменой рейсов, и далее, – классифицируется по возможности восстановления основной функции маршевого ГТД в условиях эксплуатирующей организации или в условиях авиаремонтного предприятия .

Конечным результатом методологии, базирующейся на оценке рисков, является система классификации входящих в состав авиационного ГТД деталей на влияющие и не влияющие на безопасность, и далее – не влияющие на безопасность, но влияющие на безотказность (на заказчика) по единичному отказу их функции. Верхний уровень разбиения деталей по степени серьезности влияния на эксплуатацию определяется требованиями Авиационных правил, возможными дополнительными требованиями разработчика летательного аппарата к безопасности и ресурсными ограничениями отдельных деталей, влияющих на стоимость летного часа эксплуатации двигателя, который выражается коэффициентом функциональной критичности. При оценке вероятности возникновения начальных событий сценариев отказов, определяющих эксплуатационную функциональную критичность той или иной детали конструкции по единичному отказу, целесообразно ввести оцифровку таких категорий, как степень новизны или глубины изменения детали прототипа (замена материала, существенное или нет изменение ее конфигурации, степень проработки вновь разрабатываемой конструкции и т.д). Естественно, введенный таким образом коэффициент конструкционной критичности через каскадное применение простейших матриц, например с условиями «33», будет решающим образом влиять на исходную величину вероятности события, взятую из опыта эксплуатации и, объективно, помимо собственно цели анализа предоставит возможность дополнительного анализа в области управления проектом .

Методика построена на «каскадном применении» матриц критичности для оцифровки степени отработки вновь разрабатываемой конструкции ГТД с получением величины коэффициента конструкционной критичности C c, и далее– совмещением его с коэффициентом функциональной эксплуатационной критичности C c с дальнейшим назначением наиболее рискованных или ключевых характеристик конструкции. Методика расчета коэффициента критичности, основана на использовании кривой Фармера, и состоит в оценке коэффициента критичности для элементов, деталей, сборочных единиц двигателя Rc с учетом коэффициентов функциональной эксплуатационной критичности и коэффициента критичности конструкции Rc = C f C c, (2.1) где C f – коэффициент функциональной эксплуатационной критичности в терминах, определенных таблицей операционных воздействий на двигатель в случае появления отказа; C c – коэффициента критичности конструкции, который зависит от степени изменения или новизны, а так же уровня проработки элемента конструкции. Приведенный способ классификации был рекомендован, в частности, в ГОСТ 27.310-95 Надежность в технике. Анализ видов, последствий и критичности отказов. Основные положения [57] и Руководстве IEC N60812 [58] .

Коэффициент функциональной эксплуатационной критичности определяется матрицей функциональной эксплуатационной критичности. Матрица является системообразующим целевым элементом на этапе разработки конструкции и позволяет учесть, прежде всего, воздействие тяжести последствия вида отказа ГТД на основную функцию летательного аппарата с учетом количества двигателей в составе маршевой силовой установки. Это является важным элементом для назначения перечня деталей группы особо ответственных (А – по классификации, принятой в РФ) и особо ответственных параметров деталей группы Б) по последствиям единичного отказа. Матрица функциональной эксплуатационной критичности формируется на этапе разработки и является основным критерием для отказобезопасности конструкции в серийной эксплуатации. В основе матрицы – принцип Фармера, т.е формализация допустимости уровня последствий того или иного события в эксплуатации .

Исходный вариант кривой Фармера представлена на рисунке 2.4 .

Рисунок 2.4 – Модель Ф .

Фармера: а) – кривая приемлемой вероятности рисковых событий и их последствий, начальная версия 1967 года [59], б) – развитие модели Ф.Фармера в соответствии с работой [60] В основу определение коэффициента функциональной эксплуатационной критичности C f положен анализ причин и последствий отказов в работе двигателя и сравнение с:

– серьезностью воздействий на двигатель G, которая представляет собой градацию по степени разрушения двигателя (повреждения) (сложности выполнения операций по восстановлению его работоспособности после отказа) или влияния на условия завершения полета. Серьезность воздействия на ГТД МСУ определяется степенью воздействия на его основную функцию и функции его систем ее обеспечивающие. Начальная общая градация воздействия на безопасность полетов определяется процедурой анализа функциональных отказов (АФО-FHA), а влияние на безотказность выстраивается на основании таблицы операционных воздействий .

– вероятностью возникновения отказов F, полученная по данным эксплуатации модернизируемой конструкции или конструкции, взятой за прототип. Собственно эта величина представляет собой величину интенсивности отказов ближайшего аналога. Опыт эксплуатации авиационных маршевых ГТД позволяет использовать представление данной величины в параметрическом виде, т.е. интенсивность отказов является параметром определенного вида распределения .

Исходный набор требований по безопасности формулируется на основании анализа функциональных отказов (АФО – FHA) конструкции ГТД на этапе эскизного проекта РКД. В анализе АФО – FHA представлены наиболее критичные виды событий, которые включают требования безопасности конструкции – требования сертификационного базиса, или общих гарантий (события с опасными последствиями в соответствии с перечнем Авиационных правил, например, CS-E 510 (п.75 АП 33)) для ГТД МСУ коммерческих пилотируемых ЛА .

Далее, используя процедуру анализа видов и последствий отказов (АВПО – FMEA), и формирование перечня воздействий на эксплуатацию позволяет выполнить анализ факторов риска, «развернуть» цепочку причинно-следственных связей и выявить множество других факторов в связи с качеством изготовления, эксплуатации и проектированием, относящимся к основной части специальных гарантий или требованию к безотказности конструкции, влияющей на техникоэкономическую составляющую эксплуатации двигателя. На рисунке 2.5 представлены наиболее характерные виды отказов авиационного ГТД 3-го поколения Д-30КУ-154, относящиеся к категориям: опасных или напрямую влияющих на БП и влияющим на выполнение задания и приводящего к досрочному съему двигателя с эксплуатации .

Перечни событий, влияющих на эксплуатацию, формируются в процессе инженерного анализа конструкции и (или) по результатам эксплуатации аналогичных конструкций. Далее на рисунке 2.6 представлены фрагменты классификаторов внешнего проявления и причины отказа по опыту эксплуатации парков двигателей серии Д-30КУ/КП/КУ-154. В таблице 2.1 приводится унификация российских и европейских требований к классификационным признакам внешнего проявления отказа (неисправности) / дефекта и воздействия на заказчика по последствиям, связанным со степенью (эксплуатанта) работоспособности ГТД МСУ и способности выполнения ею своей основной функции. В таблице 2.2 приведен фрагмент совмещенной таблицы внешнего проявления и причины отказа двигателя МСУ для коммерческого ЛА. В таблице

2.3 дается сопоставление уровня опасности и допустимой вероятности его проявления в соответствии с пунктом (a)2, (a)3 CS-E 510, Руководством ARP 4761 [50] и российскими требованиями к степени сложности завершения полета ГТД коммерческого ЛА .

–  –  –

Рисунок 2.6 – Фрагменты классификаторов внешнего проявления (а) и причины (б) отказа по опыту эксплуатации парков двигателей серии Д-30КУ/КП/КУ-154 .

Внешнее проявление и причина отказа двигателя МСУ для коммерческого ЛА Сопоставление общей классификации внешнего проявления отказа (неисправности) / дефекта (Operational Effect) и воздействия на заказчика (Maintenance Effect) для двигателей коммерческой транспортной авиации .

–  –  –

Авария_Категория 2. Легкое повреждение А, – (указывается текстом без доп .

ЛА – повреждение, которое оказывает классификатора) незначительное воздействие на ЛА Авария_Категория 2_ Вмятины, А, – (указывается текстом без доп .

углубления и незначительные классификатора) проникновения в конструкцию ЛА

–  –  –

Далее в таблице 2.4 представлен фрагмент перечня воздействия отказов по степени тяжести последствий в соответствии с требованиями Авиационных правил и дополнительных требований разработчика ЛА для многодвигательной МСУ коммерческого самолета. В таблицах 2.5 и 2.6 представлены матрицы критичности для маршевого ГТД двухдвигательной СУ коммерческого ЛА и ГТД однодвигательной СУ учебно-тренировочного ЛА, соответственно .

Таблица 2.4 – Распределение отказов по степени тяжести последствий

–  –  –

Матричный подход к назначению уровней безопасности и безотказности для МСУ, включающей в свой состав только один ГТД позволяет выразить в количественных величинах, относящихся к событиям с опасными последствиями, те или иные виды отказов, последствиями которых является полный останов двигателя, в отличие от многодвигательной МСУ .

Представленный выше матричный способ классификации применим, в том числе:

- к ГТД ГосА, как пилотируемым восстанавливаемым, так и беспилотным невосстанавливаемым. Классификация тяжести последствий отказа и, соответственно, выполнения задачи ЛА, может быть выполнена аналогичным способом с учетом соответствующих нормативных требований, а наполнение перечней и сценариев развития отказов, соответствующих позиций матрицы критичности может быть выполнено с использованием методик анализа технических рисков, в том числе и с учетом методологии ее эксплуатации по надежности, или с учетом концепции, так называемой, формы обслуживания RCM (Reliability Сentered Maintenance) .

–  –  –

- к промышленным ГТД, как энергетическим, так и к входящим в состав газоперекачивающих агрегатов. Классификация тяжести последствий отказа и, соответственно, выполнения задачи объекта эксплуатации может быть выполнена аналогичным способом с учетом соответствующих нормативных требований и технических условий на эксплуатацию;

- к маршевым ГТД, разрабатываемым для судов Военно-морского флота с учетом специфики их применения и требований ТТT .

Обоснования безопасности конструкции и, соответственно, матрицы критичности, составленные так же для энергетических ПГТД, и ГТД для маршевой СУ морского базирования представлены в отдельных разработках, выполненных в ПАО «НПО «Сатурн» при обосновании отказобезопасности на этапе МВИ ГТД М75РУ морского применения [61] и формировании концепции и структуры специального технического регламента «о требованиях к безопасности газотурбинных установок» [62] .

В матричном представлении граница допустимых значений определяется из соображений практической недопустимости событий, приводящих к событиям от катастрофических последствий, являющихся практически невероятными событиями, до реально вероятного уровня возникновения отказов, не приводящих к опасным последствиям, ограничивающегося экономической целесообразностью .

Неопределенность переходной зоны покрывается в пределах границ градации прямоугольных областей, пересекаемых кривой Фармера .

С использованием методологии построения кривой Фармера выстраивается система, связывающая априорные данные по результатам эксплуатации прототипов и аналогов, конструктивных особенностей рассматриваемой конструкции и возможных изменений условий эксплуатации с оценкой безопасности конструкции .

Конечным результатом методологии, базирующейся на оценке рисков, является система классификации входящих в состав ГТД деталей на влияющие и не влияющие на безопасность, и далее – не влияющие на безопасность, но влияющие на безотказность (на заказчика) по единичному отказу их функции .

Анализ безопасности конструкции предполагает выполнение подетальных аналитических исследований конструкции, известных как анализ видов последствий и критичности отказов (АВПКО) или FMECA. Изначально компанией «Клейтон Девандре Хойллинг» (США) был разработан метод «анализ характера потенциальных дефектов и причин, их вызывающих» (Potential failure mode and effects analysis – FMEА). Этот метод предназначен для разработчиков и изготовителей и направлен на обеспечение гарантии того, что основное изделие по надежности удовлетворяет требованиям заказчика. Сущность его сводится к тому, что еще на начальных стадиях создания техники (хотя и субъективно) проводится анализ, и количественно определяются все потенциально возможные причины и последствия отказов. В дальнейшем в указанный анализ была введена оценка критичности методами приоритета числа рисков (Risk Priority Number – RPN). Для решения задачи оценки способом RPN, как правило, используется оценка частоты возникновения состояний отказов, а не интенсивность отказов .

Это позволяет позволить при выполнении оценки дополнить незнание по вероятности состояния отказа, связанного с конкретной деталью, использовать ряд допущений. Если известна частота возникновения состояний отказов однотипных изделий, внешние и функциональные условия их схожи для анализируемой системы, частота возникновения воздействий отказа может быть сразу включена в анализ воздействий состояний отказа и их критичности. А если, что наиболее вероятно, известна частота возникновения отказа изделия, а не частота возникновений состояний отказа, и внешние и функциональные условия расходятся, частоту возникновения воздействий следует рассчитывать.

В общем, это выражается следующим образом:

Fi = item i i, где Fi – это частота возникновения состояния отказа i, item – это частота возникновения отказа всего изделия, i – это соотношение состояния отказа и состояния отказа i, т.е. вероятность того, что изделие будет иметь состояние отказа i, i – это условная вероятность возникновения воздействия данного состояния отказа i .

Основные недостатки данного подхода – это то, что подразумевается допущение постоянного возникновения отказов и то, что большинство факторов являются предположениями .

Условия окружающей среды, нагружения, отказы функционально связанных подсистем и технического обслуживания, отличные от тех, которые относятся к данным частоты возникновения отказа, объясняются поправочным коэффициентом .

Абсолютное большинство аналитических программных пакетов используют именно подход ранжирования критичности видов отказов по схеме RPN. Далее на рисунке 2.7 показан фрагмент оценки критичности АВПКО – FMECA .

Рисунок 2.7 – Фрагмент оценки критичности АВПКО – FMECA, выполненного в ПК RAM - Commander [14] Определенные недостатки применения показателя RPN были преодолены предложенным в настоящей работе способом назначения уровня критичности отказа основной или дополнительных функций ДСЕ конструкции путем применения совмещенной процедуры FMECA и анализа методом «деревьев отказов» (АДО-FTA) при формировании восходящего сценария развития отказа функции до определенного вероятностного уровня отказа функции модуля, в состав которого входит рассматриваемый ДСЕ, и – далее основной функии ГТД в составе МСУ (для ЛА) или энергогенерирующего объекта .

По данной методике были выполнены технологические карты FMECA для проектов АЛ-55И и SAM146 (в зоне ответственности ПАО «НПО «Сатурн») На рисунке 2.8 показана схема применения совмещенного метода сценария отказа FMECA-FTA обобщенного анализа назначения уровня критичности категории А для диска вентилятора ГТД двухдвигательной МСУ [63] .

А Рисунок 2.8 – Схема применения совмещенного метода сценария отказа FMECA-FTA обобщенного анализа назначения уровня критичности категории «А» для диска вентилятора ГТД двухдвигательной МСУ коммерческого транспортного ЛА [63] Таким образом, АВПКО-FMECA позволяет связать функцию каждой детали конструкции с последствиями ее отказа по степени влияния на основную функцию двигателя. Требования к безопасности двигателя силовой установки ЛА, задаваемые при его разработке, позволяют вводить дополнительную к ОСТ 100450-82 [64] классификацию по степени тяжести последствий отказа для деталей, например Х1, Х2,… Оценка коэффициента конструкционной критичности дополняет оценку функциональной эксплуатационной критичности в части недостаточной степени уверенности на этапе РКД при формировании конструктивного облика ГТД [52] .

Развитие способа оценки коэффициента конструкционной критичности было выполнено совместно с С.П. Кузнецовым в ряде исследований при выполнении проектов НПО «Сатурн» .

В основу определения коэффициента конструкционной критичности Cc положен анализ степени новизны конкретной детали разрабатываемой конструкции. Коэффициента конструкционной критичности Cc, прежде всего, зависит от уровня полей допусков T при выполнении образмеривания детали, являющегося расчетным или выбираемым предположительно, для каждой ответственной характеристики (размера), руководствуясь степенью достоверности знаний об условиях функционирования детали – прототипа и степени достоверности исследований его и детали, проектируемой на его основе (уровня обоснованности – D) .

Степень достоверности исследований разрабатываемой детали, в свою очередь, зависит, во-первых,- от уровня исполнения проводимых исследований (3-х мерный пространственный расчет или эскизное образмеривание, степень знаний относительно характеристик материала детали и наличия банка данных по его свойствам по результатам входного контроля с учетом сопоставления их с результатами эксплуатации) .

Уровень поля допуска при образмеривании разрабатываемой детали или назначение физического параметра технологического процесса M назначается исходя из того, является ли поле допуска расчетным или выбирается предположительно с учетом опыта, полученного при эксплуатации детали прототипа, и может быть оценен как

- M = 1, ужесточение требований на допуск;

- M = 2, прежний подход к назначению допуска;

- M = 3, снижение требований к допуску на основе опыта, полученного по детали - прототипу .

Для оценки степени достоверности для условий назначения полей допусков T следует воспользоваться следующими весовыми коэффициентами, зависящими от уровня знания об условиях использования двигателя:

если условия применения вновь разрабатываемой детали

- T=1, соответствуют условиям детали-прототипа, которые известны, задокументированы соответствующими базами данных на основании результатов эксплуатации и (или) испытаний двигателя;

если условия применения вновь разрабатываемой детали

- T = 2, получены расчетным путем и коррелируют с данным эксплуатации наиболее близким по конфигурации и физико-химическим свойствам деталей;

- T=3, если условия применения вновь разрабатываемой детали выбраны предположительно без использования опыта эксплуатации, что соответствует состоянию введения в конструкцию принципиально новой конфигурации детали, обеспечивающей определенную функцию .

Для оценки степени достоверности исследований С следует воспользоваться следующими весовыми коэффициентами в зависимости реального выполнения исследований и которые могут быть приняты как:

- С=1, если исследование и обоснование работоспособности представляет собой 2-х или 3-х мерное моделирование деталей с дальнейшим подтверждением поузловыми (на специальных установках) или полноразмерными испытаниями двигателя;

- С = 2, если исследование и обоснование работоспособности представляет собой анализ несложных окончательно обработанных элементов, подобных существующим, известным деталям;

- С = 3, если исследование представляет собой теоретический анализ и обоснование с использованием геометрического подобия с деталями – прототипами или при отсутствии таковых, – с наиболее близкой конструкцией эксплуатируемого серийного двигателя .

Степень знания характеристик материала M используется для расчета в соответствии со значением следующих весовых коэффициентов:

- M = 1, если используется материал, применяемый на детали – прототипе и технология в металлургии и термообработке оставлена без изменения или незначительные ее изменения подтверждены опытным путем;

- M = 2, если выполнена замена материала относительно детали – прототипа и технология в металлургии и термообработке подтверждены опытным путем;

- M = 3, если вводится в конструкцию новый материал без достаточной базы данных по его свойствам и (или) технологии в металлургии и термообработке .

Исходя из оценок весовых коэффициентов степени достоверности для анализа полей допусков D и степени достоверности для условий использования T оценка обоснованности поля допуска P, назначаемого для размера результируется из перемножения их весовых коэффициентов .

P = T D .

Общая схема оценки коэффициента критичности вновь разрабатываемой конструкции ГТД представлено на рисунке 2.9

–  –  –

Рисунок 2.9 – Схема оценки коэффициента критичности Rc вновь разрабатываемой конструкции ГТД в зависимости от коэффициента функциональной критичности Сf и коэффициента конструкционной критичности Сс .

–  –  –

2.3 Анализ отказобезопасности конструкции ГТД на этапе ее разработки .

Анализ потенциальных рисков. Анализ общих причин Следующим этапом анализа отказобезопасности конструкции ГТД является анализ общих причин (АОП – ССА (Common Cause Analysis)), целью которого является оценка независимости, представленных в сценариях FMECA событий

–  –  –

Окончательный перечень видов анализов и соответствующих им методов должен быть представлен в согласованной с разработчиком объекта эксплуатации версии настоящей программы .

Глубина выполненных анализов должна соответствовать требованиям по безопасности и лётной годности, дополнительным требованиям по безопасности разработчика ЛА, а также контрактных целей в техническом предложении МСУ .

Основные цели, общие характеристики и последовательность выполнения аналитических процедур отказобезопасности .

Целью проведения FHA (оценка функциональной опасности (Functional Hazard Assessment) является идентификация каждого состояния отказа, наряду с обоснованием его классификации. После того, как в процессе проектирования функции ЛА были распределены по системам, каждая система, интегрирующая несколько функций воздушного судна, должна быть обследована снова с использованием процедуры Производится обновление для FHA. FHA рассмотрения отказа единичной функции или комбинации функций ЛА, распределенных по системам. Результат FHA используется в качестве отправной точки для проведения предварительной оценки безопасности системы (PSSA – Preliminary System Safety Assessment) .

заключается в систематическом исследовании планируемой PSSA архитектуры системы для определения того, каким путем определенный вид отказа может вызывать функциональную опасность, определяемую по FHA .

Показатели PSSA используются для установления требований безопасности системы и для определения того, что планируемая архитектура может удовлетворять показателям безопасности, идентифицированным по FHA .

PSSA является интерактивной процедурой. PSSA проводится на нескольких этапах разработки системы, включая технические требования к системе, изделию и узлам/программному обеспечению. На низшем уровне PSSA определяет проектные требования по безопасности для модулей (изначально, возможно использование отраслевой нормали Дальнейшее развитие 160МТ52) .

конфигурации ГТД потребует более детальную классификацию) и программного обеспечения. PSSA обычно проводится в форме FTA (анализ дерева ошибок), возможно также использовать DD (диаграмма зависимости) или MA (анализ методом цепей Маркова)). PSSA должен включать анализ общих причин (ССА) .

Оценка безопасности системы (SSA - System Safety Assessment) представляет собой систематическую оценку внедряемой системы для демонстрации того, что показатели безопасности по FHA и полученные из PSSA требования безопасности обеспечиваются. SSA обычно основывается на PSSA – FTA (DD или MA) использует количественные значения, полученные из сводных материалов по характеру и последствиям отказов (FMES). Целью SSA является проверка того, что все значимые последствия, идентифицированные во FMES, учтены для включения в качестве первичных событий в FTA. FMES представляет собой сводку отказов, идентифицированных в процессе FMEA, которые сгруппированы по своим последствиям. SSA должен также включать результаты анализа общих причин (ССА) для двойных и множественных отказов .

Архитектура каждой системы устанавливает структуру и ограничения, вводимые при проектировании конкретной системы. Анализ общих причин (CCA) должен поддерживать разработку архитектуры конкретной системы и связанных систем путем оценки чувствительности общей архитектуры к общим воздействиям. Эти общие воздействующие события оцениваются путем проведения следующих видов анализа: анализ конкретных рисков (PRA), зональный анализ безопасности (ZCA) и анализ синфазных событий (СМА) .

Результаты анализа общих причин на уровне воздушного судна используются в качестве исходных данных для PSSA и SSA каждой системы .

При проведении FTA как для PSSA, так и для SSA, средства определения отказов для задач обслуживания и соответствующее время воздействия, используемое при анализе, должно согласовываться с задачами обслуживания и интервалами времени, используемыми в программе обслуживания воздушного судна. Во многих случаях средства определения отказов должны обеспечиваться экипажем или должны быть встроены в системы (т.е. обеспечиваются путем самотестирования, тестирования при включении питания и т.п.) .

Анализ методом цепей Маркова (MA) целесообразно использовать для рассмотрения электронных систем и сложных структур с развитой системой дублирования функций .

При обосновании применения методов DD, FTA или MA для отдельных задач, целесообразно учитывать рекомендации Приложений D, E и F ARP 4761 [50], в которых перечислены некоторые преимущества использования FTA, DD и MA, соответственно .

Аналитическая процедура оценки безопасности считается законченной, когда результаты SSA проверены в сравнении с уровнями FHA системы и воздушного судна .

Верификация результатов SSA выполняется с использованием процедуры FRACAS, обеспечивающейся организационной структурой процедур СМК НПО «Сатурн» и специализированным ПО регистрации и анализа информации, связанной с отказами (неисправностями), выявленными при проведении сертификационных испытаний .

2.3.1 Анализ безопасности конструкции ГТД маршевого ГТД однодвигательной силовой установки пилотируемого ЛА на этапе РКД методами FTA/CCA/FTA-FMES. Анализ потенциальных рисков 2.3.1.1 Обоснование допущений и исходных начальных вероятностей событий анализа

–  –  –

Допущения, применяемые при построении FTA и дополнительные условные обозначения анализа 1 Из количественного расчета в анализе FTA исключается суммарная оценка вероятности всей ветви FTA, если величина каждого значения вероятности (интенсивности отказов) из событий указанной ветви меньше или равна значению 110-8 согласно п. (i) AMC к CS-E 510 суммированию подлежат вероятности событий, имеющие величины более «1Е-8» (более 1 ГТД в СУ). Согласно оценки функциональной критичности – FHA (Functional Hazard Assessment) АЛ55 [82,83] величина ограничения составляет значение «5E-7» .

2 По умолчанию, в случае, если деталь относится к крупе деталей ECP – стандартная аббревиатура ДСЕ группы А, полная (Engine Critical Part) совокупность причин единичного отказа по причине дефекта данной детали определяется величиной равной «5E-7», соответствующей уровню практически невероятного события согласно таблицы №1 раздела 2.2 Методики [84] Данное положение является нормирующим, очевидно и не используется при выполнении настоящего анализа методом FTA. Настоящий анализ рассматривает двойные и множественные события, связанные с выполнением функций данных деталей в составе конструкции и направлен для определения вероятности возникновения поломки детали и прогнозирования риска последствий при каскадном развитии событий. Из общей совокупности группы стандартных единичных причин поломки детали принято только событие, связанное с «пропуском единичного локального дефекта материала детали». Данное событие представлено, как «неразрабатываемое далее», и определяется для целей настоящего анализа уровнем, требуемым для производства гражданской авиационной техники (1Е-09) для периода серийного установившегося авиационного производства с учетом устойчиво работающего предприятия. Величина вероятности 1Е-09 не привязана

–  –  –

Представленный в настоящем разделе методом FTA анализ безопасности конструкции двигателя представляет собой комплексный анализ верхнего события с опасными последствиями с учетом эксплуатационных факторов, накладывающихся на прогноз вероятности единичного отказа деталей группы особо ответственных деталей. Включение ДСЕ в перечень деталей группы А определяет тот факт, что единичный отказ, приводящий к событиям с опасными последствиями определяет вероятность полного отказа их функции величиной практически невероятного события (уровень вероятности – не более 5Е-7) .

Общая схема оценки настоящего анализа предполагает оценку вероятности комбинированного или составного отказа до уровня ССА (Common Cause Analysis). Целью анализа ССА является оценка независимости, представленных в сценариях FMECA событий (единичный отказ), и рисков возникновения событий с опасными последствиями при множественном (двойном) отказе, которые отмечаются в сценариях развития отказа как «риск определенного таблицей 4.6 [84] .

–  –  –

В таблице 2.11 приведен сводный перечень FTA верхнего уровня анализа множественного отказа, приведшего к событию с опасными последствиями с указанием его вероятности .

Таблица 2.11 – Сводный перечень FTA событий с опасными последствиями оценки с указанием оценки вероятности конечного события

–  –  –

* – FTA указанного события входит в состав соответствующего глобального FTA по событию с опасными последствиями перечня событий с опасными последствиями .

–  –  –

САУ 0,99

–  –  –

Примечание: Оценка вероятности попадания птиц в газовоздушный тракт двигателя выполнена по статистическим данным, связанным с попаданием ППП двигателей серии Д-30КУ/КП/КУ-154 с учетом изменения вероятности пропорционально площади входного устройства .

FTA-FMEA, FF5

–  –  –

410-8 {0,1} 410-8 410-8

–  –  –

3,210-9 210-9 1,210-9

–  –  –

{0,5} 410-9 {0,3} -9

–  –  –

2,5210-9 7,210-10 1,810-9

–  –  –

{0,5}

-9 3,610 3,610-9 {0,2} Вал ТНД (задний вал) ECP+9,8510-9

–  –  –

0,858 0,33 0,231 0,297

–  –  –

0,33 0,7 0,9 1

–  –  –

1.1610-7 4.8810-7 1.1610-7 0,03 0,01 0,1 Примечание: Критическое повреждение лопатки – нарушение функции лопатки с недопустимой деформацией, обрывом части пера или пера лопатки .

–  –  –

3,6710-7 0,1

–  –  –

1.1610-7 4.8810-7 1.1610-7 Common Cause Analysis (CCA) Оценка вероятности обрыва лопатки блиска 1 ст. КНД в одном полете при ППП

–  –  –

5,3810-8 3,6510-8 7,.310-9

–  –  –

1.2310-7 9.8110-7 1.110-6 0,1 0,3 0,5 FMEA_FFT2 FTA(ЖТ)

–  –  –

ССА Оценка условной вероятности нелокализованного пожара в результате возгорания топливовоздушной и масляно-воздушной смеси в зоне раскрывшейся полости турбины из-за единичного нелокализованного отказа ДСЕ турбины с высокой энергии вращения

–  –  –

ССА Оценка условной вероятности нелокализованного пожара в результате возгорания горючих жидкостей из-за повреждения коммуникаций в зоне единичного нелокализованного отказа ДСЕ компрессора с высокой энергией вращения

–  –  –

2.3.1.1.3 Сводная суммарная оценка вероятности выключения в полете двигателя при возникновении в полете единичного или множественного отказа по всем причинам, выявленным в настоящем отчете. FTA_ВП

–  –  –

Примечание: * - Не является предметом рассмотрения настоящего раздела. Оценочная величина вероятности отказа САУ должна быть не более середины интервала «крайне маловероятное событие» – 1,75Е-7 .

–  –  –

2.3.2 Анализ безопасности конструкции маршевого ГТД многодвигательной силовой установки транспортного самолета на этапе стабильной серийной эксплуатации методами FTA/CCA. Анализ потенциальных рисков Целью работы являлось построение модели «дерева отказов» наиболее опасного отказа «рассоединение валов НД двигателя» с дальнейшей оценка вероятности события верхнего уровня и вероятным воздействием на него потенциальных дефектов низшего уровня, сравнение нормативным уровнем с учетом внедренных конструктивно-производственных мероприятий. Выполнена оценка вероятности разрушения валов роторов или их расцепление, а также смещения роторов, по статистическим данным парка двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций с начала эксплуатации на момент первой и последующих оценок [87]. Выполнена оценка эффективности внедренных конструктивно – производственных мероприятий .

Анализ методом «деревьев отказов» вероятности события, связанного с неконтролируемой раскруткой ротора ТНД в результате нарушения кинематической связи КНД и ТНД из-за расцепления валов или их разрушения на двигателях ДКУ/КП/КУ-154, как по событиям, выявленным в эксплуатации, так и теоретические сценарии развития опасного последствия в результате возможных «начальных»

событий. Показана оценка вероятности «верхнего события» - «неконтролируемая раскрутка ротора ТНД» .

2.3.2.1 Анализ отказов, выявленных в эксплуатации двигателей ДКУ/КП/КУ-154 и их модификаций при разрушении валов роторов или их расцеплении и смещении роторов В разделе представлена оценка вероятности разрушения валов роторов или их расцепления, а также смещения роторов, по статистическим данным парка двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций с начала эксплуатации .

При количественной оценке вероятности события, связанного с разрушением валов роторов или их расцепление и смещение роторов приняты следующие допущения:

1 Принцип зачетности отказа:

– согласно п. 4.4.2 Норм безотказности двигателей гражданской авиации [88] «Если отказ (предотказное состояние) выявлен при ТО, определяются его причины, разрабатываются и внедряются мероприятия по их устранению. Такое событие при оценке нормируемых показателей безотказности не учитывается» .

– В связи с тем, что основная часть причин отказов, приводящих к рассоединению или обрыву валов, была выявлена в начальный период эксплуатации и по ним разработаны достаточно эффективные конструктивные мероприятия, приведшие к отсутствию их повторяемости в дальнейшей эксплуатации, принята оценка вероятности отдельно по видам причин отказов. Принято, что с учетом конструктивной доводки двигателя, устраненные причины отказов исключены из общей оценки .

2 Реально значимой причиной рассматриваемого вида отказа следует считать причину(ы), по которой (ым) разрабатываются или находятся в стадии отработки конструктивно-производственные мероприятия .

При проведении анализа статистических данных за весь период эксплуатации парка двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций установлено, что к опасным событиям, подпадающим под определение п.33.19(3*) [55], выявленным в эксплуатации, следует отнести:

– Обрыв вала турбины НД в районе 3-й ступени по галтельному переходу к фланцу крепления дисков 3, 4 ступени в результате действия повышенной температуры в междисковой зоне из-за нарушения герметичности внутренних полостей ротора и прорыв горячего газа из проточной части .

– обрыв вала привода КНД;

– обрыв вала 2-ой турбины в результате разрушения межвального роликоподшипника «Р6»;

– смещение ротора 2-ой турбины назад, в результате отворачивания или обрыва упорного бурта соединительного болта .

Указанные выше отказы привели к событиям с опасными последствиям

–  –  –

После внедрения конструктивно – производственных мероприятий отказов с опасными последствиями в эксплуатации, приводящих к рассоединению или смещению валов, подпадающими под определение п.33.19(3*) [55] по причинам связанным:

– с обрывом вала привода КНД;

– с обрывом вала 2-й турбины в результате разрушения межвального роликоподшипника в эксплуатации не зафиксировано .

Кроме того, выявлены 4-е отказа, приведшие к нелокализованному разрушению в результате обрыва упорного бурта соединительного болта, которые связаны с производственными отклонениями, допущенными при изготовлении или ремонте двигателя .

С учетом внедренных мероприятий вероятность опасных событий составила величины, представленные в таблице 2.18 [87] .

–  –  –

Из таблицы 2.17 следует, что с учетом внедренных конструктивных мероприятий за весь период эксплуатации, вероятность опасного события, связанного с разрушением, расцеплением или смещения валов, являются событиями не более частыми, чем маловероятными, что соответствует требованиям к безопасности конструкции двигателя согласно классификации вероятности событий по степени вероятности их возникновения в соответствии с JAR - AMJ 25-1309 [12] и CS-E [11] .

Обрыв вала привода КНД в результате потери прочности из-за разогрева его в месте касания о стенки трубы вала ротора КВД Причина отказа: обрыв вала привода КНД вызван потерей прочности из-за разогрева его в месте касания о стенки трубы 51-01-852 вала ротора КВД. Деформация стенки трубы из-за потери устойчивости ее, вызванной повышением давления в полости между валом КВД и трубой .

На рисунке 2.11 представлены последствия разрушения вала привода КНД .

После внедрения конструктивно-производственных мероприятий – отказов с опасными последствиями по причине обрыва вала привода КНД, подпадающими под определение п.33.19(3*) [55], в эксплуатации не выявлено .

Рисунок 2.11 – Последствия разрушения вала привода КНД

Обрыв вала ТНД в районе межвального роликового подшипника «Р6»

Причина отказа: в результате усталостного выкрашивания материала на внутренней обойме в районе расположения маслоподводящих отверстий из-за повышенных контактных нагрузок происходило подклинивание роликов с последующей раскаткой внутренней обоймы и интенсивным разогревом всех сопрягаемых деталей, что в дальнейшем и приводило к обрыву вала ТНД .

Внешний вид разрушения и последствия на рисунке. 2.12 Схема узла межвального роликоподшипника 06-1032920Р6 на рисунке 2.13 .

После внедрения указанных мероприятий – отказов с опасными последствиями, подпадающим под определение п.33.19(3*), в эксплуатации не выявлено .

–  –  –

Рисунок 2.13 – Схема узла переднего (межвального) роликоподшипника ТНД «Р6»

Обрыв вала ТНД в результате его перегрева Причина отказа: обрыв вала 40-04-4919 турбины НД в районе 3-й ступени по галтельному переходу к фланцу крепления дисков 3, 4 ступени. Последствия отказа представлены на рисунке 2.14 Согласно Заключению №168/037-125/2005 от 15.08.2005 ОАО «НПО «Сатурн» и Заключению № 8960-И/103 ГЦ БП ВТ [85] обрыв вала ТНД «по видимому»

произошел в результате действия повышенной температуры в междисковой зоне .

Вероятной причиной повышения температуры является нарушение герметичности внутренних полостей ротора и прорыв горячего газа из проточной части вследствие повреждения лабиринта диска 3 ст. Повреждение лабиринта диска 3 ступени могло явиться следствием отклонений, допущенных в процессе сборки при проведении последнего ремонта двигателя 285-090 при ремонте .

–  –  –

Повреждение и дальнейшего врезания гребешков лабиринтов во фланец ротора между 5 и 6 ст .

В процессе эксплуатации двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 был выявлен случай повреждения и дальнейшего врезания гребешков лабиринтов во фланец ротора между 5 и 6 ст. (см. рисунок 2.15). При этом обрыва переходного вала нет, что может быть объяснено положительным перепадом давления между междисковой полостью 5 – 6 ступени и проточной частью двигателя .

Рисунок 2.15 – Вырыв фрагмента лабиринта 5 ступени ТНД .

Отворачивание и обрыв упорного бурта соединительного болта Причина отказа: отворачивание соединительного болта из гайки носка вала 2 турбины происходит вследствие самопроизвольного выхода из зацепления со стяжным болтом контровочной шлицевой муфты соединительного болта .

В результате отворачивания болта происходит смещение ротора 2 турбины в сторону сопла до соприкосновения и врезания в сопловые аппараты 4, 5, 6 ступеней турбины, что приводит к разрушению рабочих лопаток этих ступеней .

На рисунке 2.16 представлены последствия обрыва упорного бурта соединительного болта. На рисунке 2.17 представлена схема узла соединительного болта .

После внедрения конструктивно-производственных мероприятий проявление дефекта видоизменилось, т.е. стал происходить обрыв упорного бурта соединительного болта в результате появления резонансных колебаний соединительного болта из-за схода его опоры черт.*** со своего рабочего места в валу привода КНД и возникновения повышенного трения в сферическом соединении узла крепления болта .

Последствия обрыва бурта аналогичны последствиям при отворачивании болта и так же приводят к смещению 2 турбины назад и разрушению сопловых и рабочих лопаток 4,5 и 6 ступеней .

Рисунок 2.16 – Последствия обрыва упорного бурта соединительного болта»

–  –  –

2.3.2.2 Анализ методом «деревьев отказов» вероятности события, связанного с неконтролируемой раскруткой ротора ТНД в результате нарушения кинематической связи КНД и ТНД из-за расцепления валов или их разрушения на двигателях Д-30КУ/КП/КУ-154 При анализе, выполненном с помощью «дерева отказов» [79], где в качестве исходных («начальных») событий, приняты, как данные по отказам, приведшим к опасным последствиям в полете с учетом внедренных конструктивно – производственных мероприятий, так и теоретические сценарии развития опасного последствия в результате возможных «начальных» событий, показал, что оценка вероятности «верхнего события» - «неконтролируемая раскрутка ротора ТНД» - составляет величину равную – 3,13E-9, т.е. соответствует категории события крайне маловероятного согласно классификации JAR 25-АМJ-1309 [12] и CS-E [11] и соответствует требованиям к безопасности (10-7 P 10-9) при принятых следующих допущениях:

- оценка вероятности «начальных событий», потенциально способных привести к «верхнему событию» (теоретических событий), но не произошедших в эксплуатации, принята как событие практически невероятное (110-9), учитывая 30-и летний опыт эксплуатации двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и при суммарной наработке за этот период, составляющей 46106 часов .

Оценка вероятности начальных событий, связанных с отказами, имевшими место в эксплуатации, и условные вероятности развития дефекта до опасного события выполнены с учетом достаточности разработанных мероприятий, исключающих полностью причину неисправности для первичных событий, а так же введением коэффициента степени уверенности (осторожности оценки) равным 0,5 при оценке реализации опасного события .

Теоретически наиболее вероятной причиной (с оценкой значения вероятности – 8.29E-8) события «начало раскрутки ротора ТНД» может быть событие, связанное с разрушением вала ТНД в районе передней части галтельного перехода фланца крепления дисков 3 и 4 ст. Событие является маловероятным .

Теоретически менее вероятной причиной (с оценкой значения вероятности –

3.13E -9) события «начало раскрутки ротора ТНД» может быть событие, связанное с разрушением переходного вала». Событие является крайне маловероятным. Развитие указанного события не парируется системой электронной системой защиты от раскрутки (ЭСЗТ). За весь период эксплуатации двигателей серии Д-30КУ/КП/КУразрушений вала по причине недостаточной прочности не имел. Для предотвращения разрушения переходного вала на предусмотрены мероприятия по замене материала вала с *** на ***. Переходный вал включен в перечень основных деталей двигателя Д-30КП/КП-2. Операции контроля изготовления параметров переходного вала обеспечиваются соблюдением требований ОСТ 1 00450-82 [63] .

Все начальные события разделяются на две группы:

– Нарушение кинематической связи ротора КНД и ТНД (представленные события имели место в эксплуатации) .

Перечень событий и оценки их вероятностей представлены в таблице 2.19 с указанием вероятностей событий .

На рисунке 2.18 представлено «дерево отказов» полной группы начальных событий .

На рисунке 2.19 представлена схема турбины двигателя Д-30КУ/КП/КУ-154 с указанием возможных зон разрушения вала ТНД .

На рисунке 2.20 представлена схема двигателя Д-30КУ/КП/КУ-154 с указанием мест событий А11 – «касание вала 40-01-937 о трубу 51-01-852», А13 – «разрыв диска 2 ст. КНД», А12 – «разрушение стяжного болта КНД» .

–  –  –

3,13Е-9 1Е-9

2.13Е-09

–  –  –

2,04Е-08

–  –  –

1.94Е-8

–  –  –

Вал ТНД: В7 – зона вала с отверстиями подвода охлаждающего воздуха, В2 – галтельный переход передней части фланца крепления дисков 3 и 4 ступеней, В3 – галтельный переход задней части фланца крепления дисков 3 и 4 ступеней. Переходный вал: В1 – галтельный переход фланца крепления дисков 5 и 6 ступеней турбины

–  –  –

Выводы к разделу 2.3.2 Разработана модель отказа в форме «дерево отказов» – FTA для оценки и прогнозирования события с опасными последствиями парка двигателей, находящегося в периоде серийной стабильной эксплуатации .

В качестве исходных («начальных») событий, приняты, как данные по отказам, приведшим к опасным последствиям в полете с учетом внедренных конструктивно - производственных мероприятий, так и теоретические сценарии развития опасного последствия в результате возможных «начальных» событий .

Показано, что оценка вероятности «верхнего события» – «неконтролируемая раскрутка ротора ТНД» c учетом внедрения достаточно эффективных конструктивно-производственных мероприятий составляет величину равную – 3,13E-9, т.е.

соответствует категории события маловероятного и соответствует требованиям к безопасности (10-7 P 10-9) при принятых следующих допущениях:

- оценка вероятности «начальных событий», потенциально способных привести к «верхнему событию» (теоретических событий), но не произошедших в эксплуатации, принята как событие практически невероятное (110-9);

- оценка условных вероятностей учитывает 30-и летний опыт эксплуатации двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 при суммарной наработке за этот период, составляющей 46106 часов .

2.4 Особенности модели безотказности при организации эксплуатации«по надежности»

Особенностью модели надежности при организации эксплуатации по методологии RCM, является допущение о возможности одновременности проявления случайных и детерминированных износовых (или другого вида деградационных) отказов на периоде стабильной эксплуатации .

В начальный период времени (наработки) основное влияние на вероятность безотказной работы объекта оказывают внезапные отказы, а затем все большее значение начинают приобретать постепенные отказы, что вполне соответствует классической объединенной теории замедленного разрушения, которая в РФ развивалась в работах Болотина В.В. [20] и др., при совместной вероятности проявления случайных событий, связанных с начальным повреждением элементов двигателя при появления «зародышей» трещин, и далее – развитии их по наработке до критических размеров .

При допущении об ограничении предельного значения размера трещины l ** для ограничения времени T эксплуатации двигателя до достижения предельного состояния по данному виду отказа его детали функция распределения остаточного ресурса имеет соотношение FT = 1 P (l** ; T ). (2.17) Здесь P(l; T ) представляет собой вероятность события, состоящего в том, что в некоторой области М нет ни одной трещины размером больше l, а относительно трещин принято предположение, что они в каждый фиксированный момент времени образуют пуассоновские ансамбли или многомерные пуассоновские потоки, размерность которых равна размерности некоторой области М. При этих условиях вероятность размещения k трещин в области M 0 в момент времени t .

–  –  –

усталостной трещины, – интенсивность отказа случайного начального повреждения .

Выражение для P(t) содержит 5 параметров, оценки значений которых могут быть получены только на основе экспериментальных данных, что весьма затруднительно и требует проведения комплекса весьма затратных расчетноэкспериментальных работ в совокупности с анализом значительного объема статистических баз данных по опыту эксплуатации исходных конструкций .

Поэтому на практике для моделирования сложных отказов, в частности, отказов, возникающих вследствие усталостных повреждений, чаще всего используют двухпараметрический закон Вейбулла по фактическим эксплуатационным данным. Накопленный суммарный комплекс знаний об уровне свойств конструкции изделия, находящегося в серийной эксплуатации, обеспечивающих его безотказность, создает условия для организации его эксплуатации по принципу безопасного повреждения. За технико-экономический критерий на уровне парка ГТД следует принять момент наступления третьего участка «ваннообразной кривой», который теоретически означает превалирование «износовых», или, обобщая, следует использовать термин «детерминированных»

отказов эксплуатирующихся объектов, см. рисунке 2.21 .

Определение момента перехода от состояния парка, характеризуемого постоянным значением интенсивности отказа, к ее росту определяет фактически величину эксплуатационной долговечности изделия. Естественно следует принимать во внимание то, что оценка эксплуатационной долговечности является исключительно технико-экономическим показателем и не может затрагивать обязательность работ по деталям особо ответственной группы или деталей группы конструктивно важных элементов, прямой отказ которых влияет на безопасность полетов .

–  –  –

2.5 Технология эксплуатации по «надежности». Принцип MSG-3 анализа Основным стандартом, регламентирующим принципы эксплуатации «по надежности» или RCM [91] в гражданской авиации, как в США, так и в ЕС, является документ MSG-3 [92]. Сертификационные требования (Certified Maintenance Requirement), выполнение которых контролирует FAA и EASA, предусматривают наличие отчета, в котором отражена технология технического обслуживания воздушного судна и его силовой установки. Отчет этот называется Maintenance Review Board Report (MRBR) и разрабатывается Советом по рассмотрению начальной минимальной программы технического обслуживания (MRB). Этот Совет является органом FAA и включает представителей фирм разработчиков и эксплуатантов воздушного судна, а также Комитета управления промышленностью (ISC – Industrial Steering Committee). Процедура MRB описана в циркуляре FAA AC № 121-22A. Этот циркуляр дает указания, которыми руководствуется промышленность в процессе разработки и пересмотра начальных минимальных требований по плановому обслуживанию и осмотрам модифицируемых или вновь заявляемых на получение сертификата самолетов и силовых установок .

Руководящим документом-методикой для разработки MRBR является стандарт MSG-3 [93], согласованный со всеми участниками Совета. MRBR передается производителям самолета и двигателя с целью разработки документа – «Данные для планирования технического обслуживания» (Maintenance Planning Data – MPD), который содержит технологические карты по техническому обслуживанию конкретного самолета Эксплуатирующие (двигателя) .

предприятия на базе могут разрабатывать свои собственные MPD индивидуальной программы технического обслуживания .

Стандарт MSG-3 определяет цели, содержание и методы организации эффективного планово-профилактического обслуживания самолетов и двигателей.

Целями являются:

– гарантировать обеспечение безопасности и уровни надежности, свойственные конструкции конкретного самолета и двигателя;

– восстановить безопасность и надежность изделий при возникновении отказов и неисправностей;

– получить информацию, необходимую для усовершенствования конструкции тех изделий, у которых гарантированная надежность ниже требуемых норм;

– реализовать мероприятия по обеспечению безопасности и повышению надежности изделий за минимальную стоимость, включая стоимости технического обслуживания и затраты на устранение дефектов .

Планово-профилактическое обслуживание предусматривает планируемые и не планируемые формы обслуживания .

К планируемым формам относятся:

– смазка/Заправка;

– оперативный/Визуальный контроль;

– инспекционный/Функциональный контроль;

– восстановление;

– отбраковка .

К непланируемым формам относятся:

– регламенты, выполняемые через интервалы, устанавливаемые по результатам эксплуатации;

– работы по специальной документации предприятия-производителя (обычно инициируемые требованиями эксплуатантов);

– анализ данных .

Метод MSG-3 предлагает проведение логического анализа потенциальных дефектов и неисправностей изделий для идентификации последствий отказов, влияющих на безопасность и экономичность .

Первым шагом логического анализа является идентификация так называемых «существенных» систем и узлов самолета, которые подлежат плановому периодическому техническому обслуживанию. Перечень таких узлов оформляется в виде документа Maintenance Significant Items – MSI, который используется при сертификации самолета. Исходный материал для анализа предоставляется по результатам FMECA .

Документ MSI идентифицирует узлы по следующим категориям отказов:

– отказ мог повлиять на безопасность (на земле или в полете);

– отказ может быть не обнаруживаемым в процессе штатной эксплуатации;

– отказ может иметь существенное проявление в эксплуатации;

– отказ может иметь существенные экономические потери .

Далее классификация устанавливает категории отказов, которые могут быть замечены экипажем, и отказов, имеющих скрытое проявление. Для деталей планера и двигателей установлены категории «важная» конструкция и «прочая»

конструкция, при этом все функциональные отказы в этих категориях рассматриваются через призму их влияния на безопасность полета .

Классификация отказов по их последствиям и определение наиболее рациональной формы технического обслуживания осуществляется с применением логических диаграмм, которые приводится в MSG-3 анализе .

Логическая диаграмма выделяет следующие уровни отказов:

– явные или скрытые функциональные отказы;

– неисправности, напрямую влияющие на безопасность;

– скрытые функциональные дефекты, влияющие на безопасность;

– отказы, влияющие на эксплуатационные характеристики .

Логика выбора регламента имеет структуру, по которой сначала предлагаются наиболее легко выполнимые работы. В случае неприемлемости и неэффективности какого-либо вида работ, рассматривается следующий по порядку вид и так далее вплоть до решения о внесении изменений в конструкцию .

Составной частью логического анализа предлагаемого MSG-3 является определение интервалов для каждого регламента. При этом выбранный интервал должен удовлетворять и критериям эффективности и применимости. Выбор интервала базируется на доступных данных о результатах технического обслуживания. В отсутствии достоверных данных относительно интенсивностей отказов и их особенностей, интервалы регламентов в значительной степени определяются на основе опыта обслуживания самолетов и двигателей прототипов .

При расчете интервалов регламентов должны учитываться:

– результаты испытаний изделий в процессе проектирования и производства;

– потребности эксплуатанта;

– опыт обслуживания, полученный при работе с прототипами изделий;

– экспертные инженерные оценки .

Рациональный интервал обслуживания должен оцениваться с учетом всех доступных данных, в частности необходимо принимать во внимание:

– опыт обслуживания аналогичных подсистем на других самолетах, где интервал регламента признан эффективным;

– усовершенствования конструкции, которые были сделаны для внедрения более длинного интервала между проверками;

– рекомендации производителя, сделанные на основе анализа отказов .

Одной из наиболее важных частей стандарта MSG-3 является раздел, в котором даются рекомендации по методологии назначения регламентов и выбору интервалов проверок для отказов, вызываемых:

– случайными повреждениями;

– повреждениями от внешних факторов;

– усталостными повреждениями .

Устанавливаются рейтинги на физические факторы, которые приводят к перечисленным выше повреждениям.

В частности, рейтинг факторов на случайное повреждение двигателей следующий:

– ошибки обслуживающего персонала;

– дождь, град, обледенение;

– попадание посторонних предметов с взлетной полосы;

– разряд молнии .

Результатом работы по стандарту MSG-3 является разработка документа MRBR, определяющего исходные процедуры технического обслуживания нового самолета и его силовой установки, обеспечивающие требуемую безопасность полетов при экономически рациональном порядке и способах выполнения технических регламентов .

Аналогично MSG-3 технология обслуживания по надежности для изделий, эксплуатируемых в военно-морской авиации США в соответствии со стандартом NAVAIR 00-25-403 [94], определяется через процедуры профилактического обслуживания, предусматривающие действия, которые гарантируют безопасность полетов при рентабельности системы эксплуатации .

Стратегия RCM включает следующие аспекты:

– администрирование программы;

– анализ процессов;

– реализация результатов анализа;

– поддержка программы .

Цитируемый стандарт конкретен в части методик и требований к разработке регламентов технического обслуживания. На рисунке. 2.22, заимствованного из [95], представлена общая схема процесса RCM и основные связи между различными функциональными этапами работ. Темным фоном выделены этапы, связанные с процессом анализа. Наличие обратной связи обеспечивает корректировку процедур по статистическим данным реальной RCM эксплуатации .

–  –  –

Документом определяется место и базовые требования к так называемой системе «Прогнозирования и управления ресурсом» (Prognostics and Health Management – PHM), которая входит в систему логистической поддержи военноморской авиации США, и обеспечивает выполнение функций эксплуатационного контроля, диагностики и прогностики технического состояния самолетов и двигателей .

Значительное место в стандарте уделяется методологии выбора интервалов времени между инспекциями (контролем) технического состояния изделий .

На рисунке 2.23 показана условная диаграмма, характеризующая снижение функциональных потенциальных возможностей по мере развития дефекта .

Выделяются два момента времени. Первый момент, называемый «POTENTIAL FAILURE» ( PF ), определяет время, когда дефект зародился, но отсутствует возможность его выявления существующими средствами и методами контроля .

Второй момент, называемый «FUNCTIONAL FAILURE» ( FF ), определяет время, когда дефект начинает проявляться в виде отклонений функциональных характеристик изделия .

–  –  –

Число инспекций n можно определить через допустимую вероятность возникновения отказа по формуле:

ln(Pacc ) n=, ln(1 ) где – вероятность обнаружения потенциального отказа в предположении, что отказ начал развиваться; Pacc – допустимая вероятность отказа .

Вероятность находится в прямой зависимости от эффективности применяемых методов и средств контроля. В связи с этим переход на обслуживание по RCM возможен только при наличии развитой системы диагностирования, обеспечивающей достоверный контроль и прогнозирование развития дефектов до начала опасного разрушения конструкции. Система диагностирования сокращает проведение трудоемких периодических работ по осмотру внутренних узлов и деталей двигателя посредством параметрического, вибрационного и трибологического контроля, выдавая прогноз о техническом состоянии на ближайшие полеты. Диагностика обеспечивает требуемые уровни безопасности полетов и на основе ее работы могут быть значительно увеличены фактические ресурсы двигателей, что косвенным образом также снижает затраты, связанные с техническим обслуживанием .

2.6 Эксплуатационная долговечность парка авиационных ГТД

Определение момента перехода от состояния парка, характеризуемого постоянным значением интенсивности отказа, к ее росту определяет фактически величину эксплуатационной долговечности изделия. Естественно следует принимать во внимание то, что оценка эксплуатационной долговечности является исключительно технико-экономическим показателем и не может затрагивать обязательность работ по деталям особо ответственной группы или деталей группы конструктивно важных элементов, прямой отказ которых влияет на безопасность полетов. Безотказность изделия, следовательно, должна описываться не только величиной интенсивности отказов, но величиной

–  –  –

Рисунок 2.34 – Оценка величины эксплуатационной долговечности TW для события съема двигателя с эксплуатации в ремонтный цех для восстановления параметров по величине удельного расхода топлива при одинаковом значении параметров распределения вейбулла (= 3,2; = 40000) и различных значениях начальных интенсивностей отказов (1=1Е-05; 2= 1Е-07) [97] В качестве значений = const для периода стабильной эксплуатации приняты значения из документа CS-E 15, CS-E 510 для категории маловероятного события с интервалом для интенсивности отказов {1E-5 1E-7}, а параметры Вейбулла для группы отказов ДСЕ авиационных ГТД, приводящих к досрочному возврату в ремонтный цех по ограничениям, например, связанными с повышением удельного расхода топлива, приняты на интервале { = 2, .

..,4 } .

Графики представлены по циклической наработке осредненного двигателя парка .

Далее на рисунке 2.35 представлены вариации совместного распределения (T ) при изменении параметра формы = 2,3,4 интенсивности отказов распределения Вейбулла для периода эксплуатации, с превалирующими отказами износового характера, при значении интенсивности отказов стабильного периода эксплуатации, соответствующего величине =1Е-06, соответственно .

Спрогнозированная на этапе разработки и (или) ввода в серийную эксплуатацию величина эксплуатационной долговечности может контролироваться и поверяться расчетом, выполненным по известным моделям «старения», использующие методы Катлера-Эдерера или Каплана-Мейера. Далее на рисунке 3.6 представлена фактическая оценка съема с эксплуатации двигателей Д-30КУ-154 по модели Каплана-Мейера, учитывающей как цензурированные, так и нецензурированные данные выборки при эксплуатации по техническому состоянию при гарантированной заказчику наработке и пропорциональными расходами по рискам между заказчиком и изготовителям при продлении срока эксплуатации. Оценка выполнена с использованием специализированного статистического пакета Statistica ver. 7 – 10 [27] на генеральной совокупности по съему с эксплуатации двигателей Д-30КУ-154, зафиксированных в БД серийных авиационных ГТД» программного комплекса «Надежность «Надежность» НПО «Сатурн» .

–  –  –

где S(t) – функция выживания, n- общее количество событий (объем выборки), j – порядковый (хронологический) номер отдельного события, ( j ) – показатель цензурирования, который равен 1, если событие j означает отстранение двигателя от эксплуатации, и 0 – если событие j – не привело к съему с эксплуатации .

Рисунок 2.35 – Вариации совместного распределения интенсивности отказов (T ) при изменении параметра формы распределения Вейбулла для износового периода эксплуатации при значении интенсивности отказов стабильного периода эксплуатации соответствующего значению =1Е-06 [97]

–  –  –

2.7 Прогнозирование количества и состава ремонтов парка авиационных ГТД на этапе РКД в обеспечение специальных гарантий авиакомпаниям Величина эксплуатационной долговечности дает положительный TW практический эффект при прогнозировании полного жизненного цикла осредненного двигателя при оценке количества и степени серьезности восстановительных ремонтов при возврате в ремонтный цех (SV – shop visit) парка двигателей для отдельных авиакомпаний в задаче оценки и прогнозирования стоимости летного часа в пределах т.н. специальных гарантий заказчику. При этом модели совместного проявления отказов целесообразно применять в межремонтный период. Модель независимого проявления отказов с оценкой величины эксплуатационной долговечности целесообразно применять на весь период гарантии с учетом последовательности и состава восстановительных ремонтов .

В рамках работы по обоснованию показателей специальных гарантий авиакомпаниям в рамках общей задачи оценки стоимости жизненного цикла [98 на этапе ввода в серийную эксплуатацию парка двигателей в конкретных оговоренных физических условиях эксплуатации разработан имитационный способ решения, который на основе прогнозных величин безотказности деталей из составленных на этапе сертификационных испытаний и FMECA, поддерживаемых в их вероятностной части поданным начала эксплуатации, плановых и подтвержденных на период оценки ограничений циклической наработки группы деталей особо ответственных и начальной (ООД) параметрической модели ухудшения рабочих характеристик двигателей. Способ позволяет моделировать количество и состав ремонтов на весь период гарантии осредненного двигателя для конкретной авиакомпании с учетом степени использования взлетного режима, плеча полета, климатических зон применения и некоторых других эксплуатационных факторов, в том числе моделировать суммарный объем запаса деталей с ограничением ресурса (группа А) и группы корпусных деталей достаточно большого ресурса, кратного общей гарантии .

На рисунке.2.37 показан модельный пример и электронная форма подетальной регистрации параметров надежности одной из деталей ГТД с указанием ссылки на FMECA и представлена схема имитационной модели ЖЦ осредненного двигателя в пределах гарантии.

На рисунке указаны:

1 Исходная расчетная параметрическая модель ухудшения параметров (в данной модели принят один определяющий параметр – ограничения, связанные с превышением допустимого уровня температуры газа за турбиной – EGT (Exhaust Gas Temperature), зависящую от степени физической деградации ДСЕ проточной части двигателя. Для двигателя SAM146 используется параметрическая модель ухудшения параметров, полученная в ПАО «НПО «Сатурн» по результатам ресурсных стендовых испытаний периода сертификации [104,105] и уточняемую данными серийной эксплуатации с суммарной наработкой парка объемом более 500 тыс. часов на окончание 2016 года. Пересечением номинальной кривой модели со значением ограничения по EGT определяется модальное значение распределения Вейбулла съема двигателя для восстановления параметров в ремонтный цех (SV) .

2 Распределение Вейбулла съема в ремонтный цех (SV) по циклической наработке, связанной с ограничением по EGT. При разработке новой конструкции двигателя до начала серийного производства вполне допустимо в первом приближении использовать в задачах прогнозирования распределения, полученные из эксплуатации прототипа с учетом их начальной модификации рисками разработки, для чего выполнен отдельный модуль оценки и визуализации модели Вейбулла (рисунок 2.38) .

3 – стратегия замены деталей группы А, определяющаяся подтвержденным и планируемым (расчетным) ресурсом .

4 – случайные не зависящие от наработки виды отказов, определяющие категорию двигателей, снятых досрочно (ДСД) 5 – процедура оптимизации ремонта в пределах «i-» интервала распределения Вейбулла (2) .

Рисунок 2.37 – Прогноз количества ремонтов осредненного двигателя в пределах специальных гарантий авиакомпании в зависимости от ограничения ресурса деталей группы особо ответственных и параметрической модели ограничений в последовательности оптимального количества ремонта при планируемом возврате в ремонтный цех .

Модельный пример .

Приведенная выше модель прогнозирования ремонтов для контроля уровня летной годности ГТД с учетом оценки параметра эксплуатационной долговечности вполне отвечает задаче прогноза надежности с учетом принципа безопасного повреждения и гарантирует своевременную реакцию по рисковым ситуациям в соответствии с требованиями «101 поправки». Сценарии оценки возврата в ремонтный цех и типы сценариев анализа повреждений ДСЕ, выявленных при возврате в ремонтный цех представлены на рисунке 2.39 .

–  –  –

Предложенный научно-методический аппарат анализа и управления техническими рисками парка авиационных ГТД, основанный на интерпретации жизненного цикла в форме ваннообразной кривой в совокупности с формализацией матрицы функциональной эксплуатационной критичности и байесовскими оценками интенсивности видов функциональных отказов на основе системы баз данных, содержащих информацию по надежности, а так же практическое внедрение указанного научно-методического аппарата при разработке (модернизации) позволил:

- для образцов авиационных ГТД коммерческих воздушных судов обеспечить в полной мере соответствие требованиям 101 поправки к приложению 8 к конвенции о международной организации гражданской авиации Летная годность Воздушных судов (приложение к письму AN 3/5.6-09/21 от 03.04.2009 ИКАО) по внедрению системы сквозной оценки рисков на всех этапах разработки и эксплуатации авиационных ГТД;

- для образцов промышленных ГТД обеспечить в полной мере соответствие требованиям аналитического обоснования требований безопасности .

- для образцов малоразмерных неремонтируемых ГТД для БПЛА обеспечить оптимизацию количества зачетных испытаний и способа доводки ГТД окончательного конструктивного облика на этапе ПИ перед ГСИ и ГСИ .

ГЛАВА 3. СПОСОБ ДОВОДКИ ДВИГАТЕЛЯ, ОСНОВАННЫЙ НА

УПРАВЛЕНИИ ТЕХНИЧЕСКИМ РИСКОМ ПО ОГРАНИЧЕННЫМ

ДАННЫМ ИСПЫТАНИЙ (ЭКСПЛУАТАЦИИ) С ПРИМЕНЕНИЕМ

ВЕЙБАЕСОВСКОЙ МОДИФИКАЦИИ ИСХОДНЫХ

РАСПРЕДЕЛЕНИЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ

3.1 Способы подтверждения безотказности и контрольные точки практической оценки безотказности парка изделий Задачей раздела является разработка теоретических основ для оценки безотказности и построение системы показателей для авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), как сложной многофункциональной системы, ориентированной на оценку коэффициента сохранения эффективности (КСЭ) двигателя, являющегося одним из комплексных показателей надежности .

Актуальность темы определяется рядом существующих проблем, имеющих место в настоящее время при формировании раздела «Надежность» технических заданий (ТЗ) на разработку и модификацию авиационных ГТД (задача прогнозирования надежности), а так же в процессе оценки уровня надежности при проведении стендовых и летных испытаний на стадии опытно - конструкторских работ и эксплуатации серийных авиационных ГТД (задача мониторинга уровня надежности) .

Содержание основных проблем состоит в следующем .

1 Действующие в настоящее время инженерные методики оценки и подтверждения безотказности как восстанавливаемых, так и невосстанавливаемых изделий на этапе проектирования, разработанные в 70 – 80х годов прошлого века, базируются на анализе информации, полученной в результате проведения значительного объема стендовых испытаний, и не учитывают достижений современных методов проектирования и способов инженерного анализа с использованием средств вычислительной техники и систем объемного моделирования, термогазодинамического и прочностного анализа, а так же систематизации опыта эксплуатации и серийной доводки двигателей прототипов (аналогов). Применяемые методики не учитывают реалий времени, связанных с одной стороны, с необходимостью проведения достаточно большого числа зачетных испытаний, с другой стороны – с необходимостью сокращения финансовых затрат на выполнение опытно - конструкторских работ, а так же – отличаются недостаточной для сегодняшнего дня точностью и достоверностью .

2 Оценка безотказности серийно выпускаемой восстанавливаемой техники (процедура мониторинга надежности) выполняется в соответствии с методиками и нормативами, разработанными в тот же период времени. Система оценки показателей надежности и безопасности полетов определена отраслевыми (межотраслевыми) методиками и в теоретическом плане ориентирована на массовую эксплуатацию (большой налет парка ЛА). Используемые методики основаны на фундаментальном понятии теории надежности – «отказ» с учетом классификации последствий отказов или достижения предельного состояния и не учитывают снижения эффективности АТ в процессе эксплуатации, т.е. не рассматривают вопросов параметрической надежности и анализ эффективности эксплуатационных характеристик при сохранении гарантированного уровня безопасности полетов .

3 В настоящее время отсутствуют инженерные методики, регламентирующие оценку, контроль и нормирование безотказности по коэффициенту сохранения эффективности для изделий конкретного назначения (ИКН) вида II как восстанавливаемых, так и не восстанавливаемых. При этом понятие «выходной эффект» изделия согласно ГОСТ 27.003-90 [106] определяется по согласованию между заказчиком (потребителем) и разработчиком (изготовителем) изделия .

Отсутствует формализация понятия «выходной эффект» по типам ГТД и его функциональным группам. Поэтому разработка методов оценки общих и частных показателей эффективности авиационных двигателей вида II при состоянии частичных отказов элементов их функциональных элементов становится чрезвычайно актуальной. Весьма своевременным является разработка классификатора отказов авиационных ГТД для оценки КСЭ с учетом методологии ГОСТ 27.310-95 [57] .

Практика последних лет показывает, что при проведении Государственных стендовых испытаний (ГСИ), являющихся заключительным этапом доводки вновь разрабатываемых или модифицируемых ГТД, необходимое для статистической оценки вероятности безотказной работы (ВБР) число изделий окончательного конструктивного облика, представляемых на ресурсные испытания в обеспечение требований ГСИ, обычно составляет величину не более 2…4-х образцов .

Значение величины ВБР нормируется на этапе ГСИ и является одной из основных технико-экономических характеристик двигателя [107]. Величина ВБР на этапе ГСИ указывается в ТЗ (ТТЗ) на НИОКР (ОКР) и задается разработчиком летательного аппарата (ЛА) исходя из требований к ГТД, как подсистеме ЛА, на основании общего значения ВБР ЛА. Принятие решения о постановке изделия на «чистовые испытания» выполняется с учетом оценки ВБР, расчетное значение которого при малом значении суммарной накопленной ресурсной наработки образца окончательного конструктивного облика, как правило, существенно ниже заданного уровня, а наработку изделия предыдущего конструктивного исполнения принять в зачет оценки ВБР, в силу нарушения конструктивной природы статистической однородности выборки, не представляется возможным .

Последнее особенно актуально для ГТД однократного применения, конструкция которых должна быть оптимизирована с одной стороны малым конструктивно заложенным ресурсом с предельно допустимыми нагрузками, с другой стороны, требуемой высокой безотказностью .

В этой связи возможности применения стандартизованных специальными методиками статистических методов оценки безотказности на этапе доводки и проведения ГСИ, основанных на оценке ВБР при проведении испытаний по схеме Бернулли, когда рассматривается последовательность из независимых n испытаний, в каждом из которых возможны два исхода «успех» и «отказ» – r, а вероятность появления случайной величины r описывается биномиальной функцией распределения в целочисленных точках или точечной оценки, основанной на принципе максимальной непредвзятости, является ограниченной .

В ряде случаев, и что является наиболее вероятным, в процессе проведения ресурсных испытаний в обеспечение ГСИ, отказов двигателя не происходит. Тем не менее, в зависимости от заданных требований контроль уровня безотказности состоит в проверке удовлетворения требованиям по показателю вероятности безотказной работы P (t ) PТР (t ), (3.1) где P (t ) – точечная расчетная оценка ВБР контролируемой совокупности изделий по результатам оцениваемого этапа испытаний, PТР (t ) – нормативный уровень, определенный на оцениваемом этапе испытаний .

При выполнении условия (3.1) результаты испытания удовлетворяют требованиям по ВБР, при невыполнении – не удовлетворяют .

Дополнительно при этом контролируется точность оценки ВБР в виде среднеквадратического отклонения или в виде нижней доверительной границы .

Способы подтверждения безотказности и контрольные точки практической оценки безотказности парка изделий представлены на основании Методики оценки надежности ГТД для БПЛА выпуска ОАО «НПО «Сатурн» на стадии серийного производства, ЦИАМ [108] .

На рисунке 3.1 представлена общая схема оценки безотказности изделия на этапе разработки конструкции с учетом ее доводки и на этапе стабильной серийной эксплуатации. Оба этапа выполняются на основании Программ обеспечения надежности (ПОН) [108], соответственно ПОНр (этап разработки) и ПОНп (этап серийного производства) .

На этапе разработки изделия оценка безотказности выполняется в 2 этапа:

– теоретический этап. Теоретическое подтверждение возможности достижения величины ВБР, заложенной в ТЗ (ТТЗ). Оценка технических рисков на уровне схемно-конструктивных решений. Составление перечней видов испытаний для практического подтверждения спрогнозированных показателей .

Работы теоретического этапа выполняются в соответствии с рядом государственных и отраслевых стандартов [110 – 113] .

–  –  –

– практический этап. Количественная оценка величины вероятности безотказной работы изделия по результатам испытаний в процессе доводки изделия до окончательного конструктивного облика, предъявляемого на ГСИ .

3.2 Первая точка подтверждения ВБР. Практическое подтверждение уровня ВБР, указанного в ТТЗ (ТЗ) для периода стабильной серийной эксплуатации Оценка соответствия изделий заданным требованиям к надежности определяется по результатам предварительных испытаний опытного образца (опытной партии) на этапе А.4 (по классификации ГОСТ РВ.1.02-2005). Оценка ВБР выполняется либо по числу зачетных испытаний либо по суммарной накопленной режимной наработке при устранении дефектов конструктивного характера, ограничивающих ресурс, с подтверждением их эффективности .

Нормативное значение ВБР этапа ГСИ должно быть указано в ТЗ (ТТЗ) на ГТД. В соответствии с Нормами безотказности ГТД пилотируемых самолетов и вертолетов военной авиации, 1991 г. первая официальная точка подтверждения надежности изделия по параметру ВБР выполняется на этапе предварительных испытаний перед ГСИ. При отсутствии указанной величины нормативный уровень ВБР применения по прямому назначению изделия к моменту предъявления на ГСИ определяется в соответствии с п. 2.7 «Положения о контроле уровня безотказности при доводке опытных двигателей», ред.1, №45 [114] в долях от уровня ВБР серийно изготавливаемого парка. По результатам ГСИ выполняется пересчет достигнутого уровня ВБР с учетом результатов зачетности ГСИ .

В соответствии с п. 5.10.5 ГОСТ РВ 27.3.01-2005 [110] для сложных изделий военной техники, процесс создания которых предполагает экспериментальную отработку компоновочной схемы и (или) доводку конструкции, по согласованию с заказчиком допускается поэтапное нормирование количественных уровней (численных значений) показателей надежности при условии последовательного повышения требований к надежности .

Подтверждение уровня ВБР, указанного в ТТЗ для периода стабильной серийной эксплуатации выполняется по итогам серийной эксплуатации по срокам периодической ежегодной оценки показателя безотказности (ВБР) в зависимости от суммарной наработки парка изделий по режимам применения по прямому назначению, хранению и транспортированию. Оценка фактически достигнутого значения ВБР выполняется на основании Программы обеспечения надежности на стадии серийного производства (ПОНп). ПОНп на изделие оформляется в соответствии ГОСТ РВ 27.1.02 – 2005 [109] .

При отсутствии данных по надежности из эксплуатирующих организаций, достаточных для уточнения достигнутого уровня ВБР по объективным причинам на период подготовки очередного отчета по надежности в соответствии с п. 1.15 ОТУ-2012 [115], допускается пролонгировать достигнутый уровень ВБР на подотчетный период .

Для периодической оценки ВБР изделий допускается учитывать в качестве суммарной накопленной наработки наработку РСИ по результатам ГСИ просуммированную с наработкой изделий на максимальном режиме, полученной при приемосдаточных испытаниях серийных изделий .

3.3 Оценка вероятности безотказной работы при проведении испытаний по схеме Бернулли Показатель безотказности ВБР определяется по альтернативной схеме. В результате выполнения функционирования изделия в эксплуатации или при проведении испытаний на стенде возможны два состояния, реализованные A (отказ) случайными несовместными событиями: событие и ему противоположное событие A (выполнение задачи). Аналогично для режимов хранения и транспортирования реализуются события A (отказ / предельное состояние) и противоположное событие A (отсутствие отказа / предельного состояния) .

Вероятностная оценка безотказности производится в соответствии со схемой Бернулли (биномиальной моделью), описывающей случайный эксперимент, исход которого принадлежит двум взаимоисключающим классам, а сами испытания являются независимыми и однородными [116, 117] .

Задача подтверждения уровня ВБР и задача планирования минимально необходимого объема испытания с целью его подтверждения взаимозависимы .

ВБР должна практически несущественно отличаться от единицы. Объем однородных испытаний будет определяться прежде всего величиной оцениваемого значения ВБР и интервальными оценками, определяемыми нижней PH и верхней PB доверительными границами (при интервальной постановке задачи) оценки вероятности события А (или A ). Оценки PH и PB для биноминальной модели связаны с числом испытаний n, числом отказов r и доверительной вероятностью = 1 a с помощью уравнений Клоппера - Пирсона

–  –  –

С целью уменьшения планируемого объема испытаний и с учетом последующей корректировки оцениваемого ВБР по результатам предварительных испытаний уровень значимости рекомендовано выбирать на уровне( a 0,2...0,05) .

В соответствии с [116] рекомендуется применять следующие значения доверительной вероятности:

= 0.95 – для отказов, приводящих к выключению в полете двигателя;

–  –  –

перечисленные оценки являются либо оценками математического ожидания, либо оценками медианы, поэтому исследование сравнительной эффективности для указанных оценок целесообразно проводить как сравнение эффективности оценок медианы и математического ожидания при одних и тех же исходных данных .

Для ряда законов распределения эффективность оценок математического ожидания лучше, чем эффективность оценок медианы. Это, в частности, имеет место для нормального и близких к нему законов распределения, для которого асимптотически среднеквадратическое отклонение оценки математического ожидания в 1,25 раза меньше, чем для медианы .

Однако, при законах распределения, отличающихся от нормального, эффективность оценок медианы может оказаться равной или даже больше эффективности оценки математического ожидания. Именно такие сильно асимметричные распределения со значительными массами, расположенными на концах, имеют место в рассматриваемом случае отсутствия отказов при испытаниях по схеме Бернулли. Испытания по этой схеме описываются биноминальным распределением. Известно, что биноминальное распределение можно аппроксимировать пуассоновским распределением [117, 119, 120]. Эта аппроксимация дает достаточно точные результаты при Р 0,1 и Р 0,9 независимо от объема выборки, т.е. в тех условиях, которые отвечают испытаниям с отсутствием отказов. Значения функции плотности пуассоновского распределения совпадают в дискретных точках 0,1,.., n со значениями функции плотности показательного распределения x 1 f ( x, ) = e, (3.19) где - параметр формы, и оценка максимального правдоподобия которого равна nr = i. Используя распределение определяются моментные (3.19) i =1 n характеристики

–  –  –

большом расстоянии от основного «сгустка» распределения. Медиана не обладает этими недостатками. Значение медианы всегда может быть вычислено, а это значит, что всегда существует возможность контроля и проверки требований по надежности изделий по неравенству P (t ) Pтр (t ) в случае отсутствия отказов .

–  –  –

0,833 0,857 0,875 0,889 0,900 0,909 0,917 0,928 0,929 0,933 0,938 0,941 0,947 0,955

–  –  –

0,884 0,905 0,917 0,926 0,933 0,939 0,944 0,952 0,952 0,956 0,958 0,961 0,965 0,970

–  –  –

0,871 0,891 0,906 0,917 0,933 0,933 0,939 0,944 0,948 0,952 0,955 0,958 0,962 0,968

3.4 Точечная оценка ВБР группы однородных безотказных испытаний, основанная на принципе максимальной непредвзятости. Определение объема испытаний, основанное на принципе максимальной непредвзятости Искомое распределение безотказности должно удовлетворять ограничениям, отражающим особенности рассматриваемого процесса (например, область изменения и моменты случайной величины, полученные экспериментально) .

Очевидно, что этим ограничениям может удовлетворять не одно распределение вероятности, в связи с чем, возникает вопрос о критерии оптимальности выбираемого распределения. Следуя Джайнсу [122], в качестве такого критерия принимается условие «максимальной непредвзятости», т.е. условие внесения в распределение минимума каких – либо дополнительных (кроме априорно известных и полученных из эксперимента) произвольных ограничений, так или иначе конкретизирующих его. Иными словами, искомое распределение после всех наложенных ограничений должно оставаться максимально неопределенным .

Мерой неопределенности, возрастающей при ее увеличении, является величина энтропии распределения b H = p( x ) ln p( x )dx, a где p(x) - плотность распределения рассматриваемой случайной величины, a, b границы диапазона ее изменения. Максимуму неопределенности соответствует максимум энтропии. Максимизация энтропии делает распределение не только наиболее приемлемым для различных случаев применения, но и требующим минимальной информации («негэнтропии») для его описания, т.е. максимально простым. Распределениям, полученным максимизацией энтропии (с учетом всех экспериментальных данных), соответствует важное для приложений свойство [120] .

Если объем этих данных мал, то никакие предположения относительно вероятного пребывания случайной величины в определенном интервале уровней

–  –  –

Количество безотказных испытаний 30 Рисунок 3.2 – Зависимость числа испытаний, требуемых для подтверждения установленного ВБР, согласно выражению (3.30) В таблице 2 приведен пример оценки ВБР при числе зачтенных безотказных испытаний n бо = 17 .

Таблица 3.2 – Оценка ВБР при числе зачтенных безотказных испытаний n бо = 17

–  –  –

3.5 Общие критерии зачетности. Критерии зачетности отказов. Условия зачетности испытаний Согласно п. 7 ГОСТ РВ 27.2.01 – 2005 [123] отказы классифицируются на учитываемые и неучитываемые, т.е. на зачетные и незачетные .

При проведении количественной оценки показателя безотказности Р(tп) не учитываются:

- отказы, вызванные внешними воздействующими факторами и нагрузками, не предусмотренными ТТЗ (ТЗ);

отказы, являющиеся следствием нарушений эксплуатационной документации обслуживающим персоналом, а так же нарушениями технологии проведения испытаний, неисправностями стендового оборудования при проведении стендовых испытаний или нарушения эксплуатационной документации при проведении летных испытаний;

- отказы объекта при проведении летных испытаний, если отсутствуют данные телеметрического контроля или иных видов дистанционного контроля, указывающие на отказ двигателя в полете;

- предупрежденные при проведении профилактических работ и плановом ТО;

- отказы, проявившиеся в процессе предъявительских испытаний (п.4.2.1 ОТУ-2012 [115] ПИ не распространяются на двигатели одноразовой сборки);

отказы зависимые (вторичные), проявившиеся в результате и как следствие первичных отказов;

отказы, не подтвердившиеся по результатам исследования их причины;

отказы, выявленные на изделиях за пределами их установленного ресурса .

Для оценки результатов РСИ не учитываются отказы, причина которых установлена и устранена с помощью конструктивных и производственных мероприятий, эффективность которых очевидна или подтверждена длительными и специальными испытаниями. Условием зачетности результатов летных испытаний является согласованное с представителем заказчика решение о работоспособности двигателя до момента окончания его функционирования на объекте. Условием зачетности результатов РСИ является выполнение программы испытаний. Условием зачетности ПИ и ПСИ является выполнение программы испытаний. Условием зачетности экспериментальных испытаний является заключение о выполнении программы испытания и достигнутых результатах, согласованное с представителем заказчика актом – справкой, составленной по результатам испытаний. Допускается введение дробной зачетности результатов испытания при бинарной оценке результатов разделов (пунктов) программы испытаний. Принцип назначения дробной зачетности определенного вида испытания, как коэффициента зачетности представлен в разделе 6.6 методики [124] .

Представленные выше методики распространяются на процедуру выполнения оценки ВБР по результатам группы однородных испытаний изделий по числу зачтенных испытаний .

При проведении группы однородных испытаний (летных, стендовых, экспериментальных) отдельных ГТД зачтенное количество испытаний определяется по формуле [125] N n ст = K i, i =1 где i = 1,2,3...N - число зачтенных двигателей; Ki - число наработанных i-м двигателем циклов испытаний продолжительностью времени типового полета (tп) каждое. Зачетными являются результаты стендовых испытаний, проводимых по графику изменения режимов, установленных программой ГСИ, либо по графикам типовых профилей полета .

Если при проведении стендовых испытаний на одном двигателе проводится несколько циклов продолжительностью времени типового полета каждый, то «K»

таких испытаний рассматриваются как испытания «K» двигателей .

В случае объединения результатов стендовых и летных испытаний n = nст + nли;

m = rст + rли, где nст, nли - количество стендовых и летных испытаний соответственно; rст, rли число отказов, проявившихся при стендовых и летных испытаниях соответственно .

3.6 Способ количественной оценки ВБР однородной выборки по величине суммарной наработки серии доводочных испытаний

–  –  –

где t i – эксплуатационная наработка i -го изделия, N – суммарный парк изделий, = const – интенсивность отказов парка серийных изделий .

С другой стороны для оценки величины ВБР могут быть использованы известные выражения для группы зачтенных однородных испытаний N изделий при наличии и отсутствии зачтенных отказов r (t ) на этапе доводочных испытаний

–  –  –

3.7 Оценка технического риска зачета ограниченного количества испытаний. Коэффициент зачетности испытаний Рассмотренные выше стандартизованные методы оценки для подтверждения заданного уровня ВБР на этапе ГСИ требуют минимум 17 зачтенных безотказных испытаний на полный ресурс ГТД окончательного конструктивного облика, однако при этом из рассмотрения исключаются:

- положительная накопленная наработка конструктивных групп и отдельных элементов предыдущих модификаций, вошедших без доработок в окончательно сформированный облик ГТД;

отдельные испытания двигателя, остановленные по причинам производственного характера или по причине дефекта некритического характера, не связанного с деталями (сборочными единицами), ограничивающими ресурс при достижении наработки близкой к зачетной .

Таким образом, принятие решение о степени доведенности конструкции только по нормируемой на этапе ГСИ оценке величины ВБР исходя из принятых стандартизованных методик ее оценки по ресурсной наработке ограниченного числа изделий при качественной бинарной оценке «зачет / не зачет» перечня предварительных испытаний в обеспечение ГСИ нельзя считать достаточным .

В дополнение к оценке ВБР, основанной на стандартизованных методах, целесообразно ввести оценку технического риска или степени уверенности, выраженной в терминах вероятности, получения положительного результата доводки конструкции с учетом количественной оценки результата каждого зачтенного инженерного полноразмерного и ресурсного испытания, и формализацию в тех же терминах опыта доводки предыдущих ресурсных испытаний конструктивно и технологически схожих ГТД .

Техническим результатом представленного решения является:

– обоснование сокращения общего числа полноразмерных ресурсных испытаний ГТД однократного применения окончательного образца в обеспечение требований подтверждения уровня безотказности на этапе ГСИ на основании предварительных экспериментальных испытаний и ресурсных испытаний ГТД исходной для ОКР конструкции .

– принятие количественно обоснованного решения о проведении серии обязательных ресурсных испытаний на 1,5…2,5 ресурса на основании анализа и прогноза технических рисков зачета ГСИ при ограниченном числе ресурсных испытаний .

Указанный технический результат достигается:

– введением сквозной системы оценки риска получения положительного результата (зачета) полноразмерных ресурсных (на подтверждение безотказности по наработке) и экспериментальных (на достижение определенной цели (или ряда целей) путем приведения отдельных результатов испытаний к единой величине «коэффициент зачетности испытания»;

- введением оценки технического риска зачета результатов ГСИ путем модифицирования результатов предварительных испытаний в обеспечение ГСИ с использованием Вейбайесовской оценки серии ограниченного числа ресурсных испытаний .

Для практической реализации данного способа оценки технического риска используется информация по состоянию работоспособности каждого испытуемого полноразмерного двигателя, полученная в соответствии с программой отдельного испытания на основе общей программы обеспечения (повышения) надежности на стадии разработки, и относящаяся к оценке результата испытания, а именно, – наработка и технически обоснованное решение о полученном результате. Указанную информацию приводят к единой величине «коэффициент зачетности испытания». При этом выделяют два типа результата испытаний, определяемого целью испытания .

1 Выполняют расчет коэффициента зачетности испытания при оценке вероятности подтверждения изделием безотказности по наработке при зачете результата испытаний .

Результат испытания оценивается при достижении планируемой суммарной наработки изделия для испытаний, целью которых является выполнение программы по режиму ресурсных стендовых испытаний или продолжительность применения по прямому назначению для летных испытаний (ЛИ). В зачет принимают результаты испытания с суммарной наработкой не менее 80…90 % от планируемой при выявлении останова испытания по некритическому виду отказа ГТД, или отказу не связанному собственно с конструкцией ГТД .

i _ факт ki =, (3.35) i _ пл где i _ факт – фактическая наработка, полученная в i-том испытании; i _ пл – продолжительность i – го испытания, определенная программой испытаний .

Выполняют расчет коэффициента зачетности испытания при вероятностной оценке положительного результата завершения программы испытаний при проведении экспериментальных работ на полноразмерном двигателе .

Коэффициент зачетности полноразмерных экспериментальных испытаний двигателя представляет собой отношение суммы числа зачтенных частных целей программы испытания изделия, достигнутых в i-ой части программы испытании к планируемым целям в данном испытании. Коэффициент зачетности испытания в вероятностном смысле представляет собой вероятность выполнения согласованной программы испытаний, которая заканчивается принятием решения о съеме ГТД с испытательного стенда .

N M i i =1 ki =, (3.36) M где M – число запланированных для зачета результата испытания частных его целей, N – число не выполненных частных целей из М запланированных .

Принятие решения о введении дробного зачета экспериментального испытания, значения весовых коэффициентов обосновывается исходя из физических характеристик эксперимента [124,126] .

В качестве примера оценки коэффициента эффективности испытания по дробной зачетности целей испытания приведены ряд модельных примеров проведения экспериментальных испытаний .

Изделие ***-*** (сб.***) (срок испытаний ***) Изделие собрано по ТУ № ***/026-***-0**-20** и дополнений № 1 - *** к ним .

–  –  –

2 Оценка работоспособности Выполнена работа по п.5.8 и 5.12 электрооборудования изделия программы-методики №***-ПМ-20** при изменениях электропитания «Оценка работоспособности изделия в соответствии с требованиями при имитации отказов агрегатов и ГОСТ *** в т.ч. при элементов САУ» 1/3 прекращении электропитания .

3 Термометрирование корпуса Выполнен запуск изделия для агр.***, деталей и сборочных термометирвания корпуса агр.*** и единиц изделия термокрасками. основных узлов и деталей компрессора .

1/3

–  –  –

Коэффициент зачетности испытания 4/3 Результаты испытаний: Изделие прошло два РСИ и снято для разборки и дефектации. Принять зачтенными 2 РСИ при определении суммарного числа зачтенных испытаний для оценки ВБР по режиму РСИ в зачет ГСИ .

Несоответствия, выявленные в процессе испытаний:

- При снятии дроссельных характеристик на nтк изм = «***» об/мин вышел из строя датчик *** (замера Рк). Для продолжения испытаний выполнена заменена датчика .

Несоответствия, выявленные после прохождения испытаний:

- После окончания второго этапа РСИ при осмотре изделия выявлено тугое вращение ротора ТК с незначительным заеданием и посторонним шумом .

–  –  –

Заключение № 111-***к. Согласно результатов исследования причины отказа:

Причиной помпажа и резкого скачка амплитуды виброскорости до *** мм/с явилось резкое торможение ротора (провал оборотов на **** об/мин), вследствие касания лопаток вентилятора о статор .

Вероятной причиной касания лопаток вентилятора о статор, явились отклонения от требования КД, допущенные при монтаже изделия на ***, связанные с превышением зазора между передней подвеской и цапфой и выставляемого зазора между верхней цапфой и верхней опорой на наружном корпусе по плоскости «***». Дефект производственный .

Повреждение и трещины на лопатках диагонального колеса, явились следствием помпажа и врезанием в кольцо корпуса диагональной ступени (дефект вторичный) .

Приведение через коэффициент зачетности к статистически однородной выборке результатов испытаний и рассмотрение указанной генеральной совокупности совместно с перечнем внедренных мероприятий позволяет выполнить количественную оценку эффективности доводки конструкции изделия, т.е. оценить показатель «темп доводки изделия» .

Количественная характеристика «темп доводки изделия» введена по аналогии с классическим методом последовательного анализа при оценке надежности партии однородных изделий [125], но без количественного оценивания линий браковки / приемки .

В идеальном случае каждое испытание должно иметь коэффициент зачетности равный «1». Это положение является целевым условием. Угол наклона Н линии тренда накопленной величины значения коэффициента зачетности в этом случае соответствует 45 градусам (см. рисунок 3.3) .

Ось абсцисс представляет собой суммарное число проведенных испытаний, ось ординат – накопленная величина коэффициента зачетности испытаний .

Оценка эффективности доводки оценивается отношением угла наклона i линии тренда накопленной величины коэффициента зачетности относительно идеальной величины Н и изменением параметров тренда [126 - 130] .

K, коэффициент эффективности

–  –  –

Рисунок 3.3 – Оценка «темпа доводки изделия» .

1 – целевое условие динамики «темпа доводки»; 2 - фактическое накопленное значение коэффициента зачетности испытания; 3 оценка тренда фактической степени доводки по накопленному значению коэффициента зачетности испытаний [126] .

Объединение результатов зачетности предварительных испытаний по экспериментальным данным по пунктам 1 и 2 выполняется двухпараметрическим (несмещенным) распределением Вейбулла [131,132] Так априорно, функция распределения F (k ) коэффициента зачетности испытаний группы изделий в виде n наблюдений, из которых k1,..., k l

–  –  –

3.8 Метод оценки безотказности по ограниченному числу испытаний на основе модификации исходного распределения оценки коэффициента эффективности однородных испытаний изделий одного типа по величине зачтенной суммарной наработки испытания

–  –  –

с параметрами формы ( ) и параметром масштаба ( ). Для ряда законов распределения, как указывалось выше, в т.ч. и Вейбулла, определить распределение двух параметров в достаточно простом и удобном для практических расчетов виде не удается. В этом случае обычно используют условные распределения одного из параметров, полагая другой параметр известным [131]. Обычно, параметр формы этого распределения считают известным. Байесовская процедура состоит в корректировке параметра масштаба ( ) исходной плотности распределения вероятности f ( k ) = dF ( k ) dk

–  –  –

используется обычно для параметра масштаба выражение = [133] .

При принятом допущении о случайности переменной параметра масштаба ( ) и виде его распределения математическое ожидание и дисперсии соответственно будут выражаться в общем виде, как

–  –  –

где f ' ( ) - априорное, а f " ( ) - апостериорное распределение для .

Из теории статистических выводов известно, что в качестве априорного распределения наиболее удобно использовать сопряженные распределения, т.е .

распределения, которые при подстановке в формулу Байеса не изменяют своего вида. Для распределения параметра масштаба исходного распределения

Вейбулла априорным распределением будет гамма-распределение:

–  –  –

Решение состоит в определении величины параметра формы () исходного распределения Вейбулла и определении априорных параметров гамма распределения y и l параметра масштаба исходного распределения Вейбулла, выраженного через, как = при условии = const [133], а так же параметров гамма - распределения у и l серии текущих (апостериорных) испытаний с последующим пересчетом апостериорных параметров у" и l", и дальнейшим восстановлением оценки и далее -, как математического ожидания гамма распределения параметра масштаба

–  –  –

Очевидным преимуществом предлагаемого метода оценки технического риска с использованием приведения к безразмерной величине «коэффициент зачетности» испытания является использование априорных данных по испытаниям модификаций изделий, отличающимся общей конструктивной однородностью, но имеющим «частную однородность», например, идентичность решений модулей или конструктивных групп. Это преимущество позволяет существенно повысить информативность и обоснованность принятия частных решений по модификации конфигурации конструкции и повысить суммарную информационную обоснованность решений в процессе доводки и, в конечном итоге, обеспечить интегральную оценку степени риска общей доведенности конструкции .

Общая схема способа доводки двигателя, основанного на рассматриваемом техническом решении, представлена на рис.3.4 .

Практическое применение способа оценки технического риска зачета ограниченного числа ресурсных испытаний в ПАО «НПО «Сатурн» было выполнено при оценке уровня надежности ряда изделий однократного применения в обеспечение требований программы ГСИ [134,135] .

На рисунке 3.5 представлен модельный пример количественной оценка технического риска зачета ограниченного числа ресурсных испытаний модификации ГТД с различным исходом результата отдельного испытания на основании априорной информации по результатам данных ресурсных испытаний, выполненных ранее в зачет ГСИ его прототипа (исходной модели ГТД) .

Представленная в настоящем разделе методология оценки технических рисков для повышения эффективности доводки двигателя на этапе ОКР с учетом практической отработки результатов при доводке ГТД для БПЛА и оценки возможности применения способа для других типов ГТД для ГосА, была запатентована ПАО «НПО «Сатурн» в 2013 году [126] .

Разработка начального Прототип варианта конструкции

–  –  –

1

–  –  –

Рисунок 3.5 – Модельный пример количественной оценка технического риска зачета ограниченного числа текущих ресурсных испытаний модификации ГТД с различным исходом результата отдельного испытания, где а) - гистограмма и априорное распределения Вейбулла, б)

– оценка вероятности зачета серии текущих испытаний модифицированного образца ГТД при различных исходах зачета по наработке (II…V), в) – сопоставление априорного (I) и апостериорных распределений Вейбулла зачета испытаний с различным исходом результата отдельного испытания [126]

3.9 Выводы по главе 3

Новым в данном способе является то, что при оценке результатов доводки используют положительные данные всех видов предварительных полноразмерных экспериментальных и ресурсных испытаний, а при разработке последующей модификации ГТД используются дополнительно результаты ресурсных испытаний прототипа (прототипов). Результаты отдельных испытаний приводятся к единой количественной величине «коэффициент зачетности испытания», определяющей соотношение цели и результата испытания .

Коэффициент зачетности испытания определяется исходя из результатов измерений физических величин, подтверждением которых является цель конкретного вида испытания .

Оценка технического риска по фактическим результатам серии ресурсных испытаний образца ГТД окончательного конструктивного облика представляет собой степень уверенности в безотказности конструкции. По величине оценки технического риска судят о степени доведенности конструкции. Оценку технического риска предъявляют на ГСИ совместно с оценкой ВБР .

Окончательное решение о степени доведенности конструкции принимают на основании полученной количественной оценки технического риска зачета ГСИ, которая включает в себя не только факт зачета положительного результата ограниченного числа ресурсных испытаний двигателя окончательного конструктивного облика, но и положительный результат его опытной доводки, что позволяет оптимизировать собственно количество испытаний двигателя окончательного конструктивного облика .

ГЛАВА 4. ОБЩИЕ ГАРАНТИИ. БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ. РЕДКИЕ

СОБЫТИЯ. ОЦЕНКА НАРАБОТКИ ДО ОТКАЗА ГРУППЫ ОСОБО

ОТВЕТСТВЕННЫХ ДЕТАЛЕЙ

4.1 Ведение

В настоящей главе представлен способ количественной оценки технического риска события с опасными последствиями, выявленного в период стабильной серийной эксплуатации и оценки времени ограничения внедрения мероприятий для устранения данного вида отказа на основании требований 101 поправки по контролю рисков БП в эксплуатации и в соответствии с методическими указаниями AMC and GM to Part 21 [32], которым определяется приемлемый уровень риска значительного по своему объему парку авиационных маршевых ГТД ЛА коммерческой транспортной авиации. Поскольку корректирующее действие не является немедленным исключением запрета полетов) разделом (за GM 21A.3B(d)(4) [32] введены так называемые «ограничительные трапеции», в соответствии с которыми вводится директивный срок внедрения мероприятий .

При выполнении аналитических исследований использованы статистические данные по отказам диска 1 ст. КНД, данные по циклической наработке (цензурированные данные) парка двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и статистические данные по отказам дисков двигателей с малой степенью двухконтурности коммерческой авиации в соответствии с официальным документом SAE [136] .

Настоящий раздел представлен по материалам работы, которая была выполнена во исполнение п. 29 II-го этапа «Исследовательские работы» плана №449/006-003 Дополнительных мероприятий в обеспечение повышения безопасности эксплуатации двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154: «Разработать методику оценки наработки до отказа особо ответственных деталей на основе вейбуловой и вейбаесовой статистической модели» .

В разделе выполнена оценка и рассмотрены следующие методы:

1 Метод оценки риска крайне маловероятного/маловероятного опасного события с использованием метода экстремальных распределений данных по наработке до отказа деталей из группы особо ответственных. Метод оценки основан на непараметрических подходах математической статистики, использовании эмпирической функции распределения и принципа максимума неопределенности и предназначен для получения предварительных точечных оценок наработки до отказа MTTF .

2 Метод оценки риска крайне маловероятного/маловероятного опасного события с использованием классической процедуры Вейбуллого анализа по данным отказов, выявленных в эксплуатации, и отказам дисков, полученных при разгонных испытаниях. При выполнении анализа следует принимать во внимание фактические результаты и собственно форму разрушения диска, указывающую на возможное присутствие в физической малоцикловой модели отказа диска внешних воздействующих факторов (дополнительных физических воздействий), снижающих циклическую долговечность конкретного образца. Выше указанное относится как к эксплуатационным отказам, так и отказам, полученным на разгонных испытаниях .

3. Метод оценки риска крайне маловероятного/маловероятного опасного события однозначно установленного производственного несоответствия (как одного из дополнительных физических воздействий) и количественные характеристики изменения исходной статистической модели отказа с использованием Вейбаесовской процедуры в соответствии с разделом 6 WEIBAYES SUBSANTION TESTING, с.6.1-6.29 [44] .

Метод предварительной оценки риска крайне маловероятного/ 4 .

маловероятного опасного события, причиной которого может явиться дефект детали особоответственной группы, единичный отказ которой получен при выполнении разгонных испытаний на основании имеющихся статистических данных двигателей схожей конструктивной схемы в схожих условиях эксплуатации .

Оценки параметров распределения Вейбулла выполнен при помощи программного пакета STATISTICA [27] .

Целью выполнения оценки является:

1 Оценка риска опасного события как показателя интенсивности отказов распределения Вейбулла с учетом цензурирования данных по циклической наработке эксплуатирующегося на момент выявления отказа парка двигателей .

2 Оценка риска опасного события как показателя интенсивности отказов с использованием метода экстремальных распределений данных по наработке до отказа деталей из группы особо ответственных .

3 Вейбаесовская оценка изменения риска опасного события, причиной которого явился однозначно установленный по результатам исследования дополнительный нагружающий деталь физический фактор, изменяющий исходную статистическую модель отказа Вейбулла .

4. Вейбаесовская предварительная оценка единичного отказа, выявленного по результатам опережающих испытаний, лидерной эксплуатации или серийной эксплуатации на основе статистических данных по схожим отказам коммерческих двигателей аналогичного поколения .

5. Сравнение результатов выполненных оценок .

6. Оценка директивного срока внедрения мероприятий в соответствии с методом «ограничительных трапеций» на основании раздела GM 21A.3B(d)(4) [32] .

Предметом анализа является отказ диска первой ступени КНД двигателя серии Д-30КУ/КП/КУ-154, приведший к событию с опасными последствиями – нелокализованному разрушению диска .

Исходная статистическая информация по отказу диска первой ступени КНД в эксплуатации с учетом данных по отказам при проведении разгонных испытаний диска 1 ст. КНД приведена в таблице 4.1 .

Далее приведены определения и принцип классификации «опасных последствий», связанных с нелокализованными разрушениями деталей особо ответственной группы в соответствии с документом GM21A.3B(d)(4) “Defect correction – Sufficient of proposed correction actions” [32] и SAE ARP 40031 [136] .

Нелокализованное разрушение (п. 2.1.1, п. 2.2.1 SAE ARP 40031 [136]) – это любое разрушение, которое имеет своим результатом выход фрагментов ротора через обтекатель гондолы двигателя или через панели, которые отделяют силовую установку от остальных конструкций самолета. Термин «ротор» включает вращающиеся компоненты, такие как диски, промежуточные кольца и лопатки .

–  –  –

Термин «разрушение ротора» означает высвобождение фрагментов с энергией, достаточной для создания потенциальной опасности для самолета из-за повреждения других систем или конструкций вне отказавшей СУ. Это определение основано на том, что многодвигательные ЛА способны продолжать безопасную работу после потери тяги (для ВРД) на одном двигателе во время любой фазы полета .

Для коммерческой транспортной авиации и авиации общего назначения только те события определены, как нелокализованные разрушения, в которых фрагменты ротора покидают гондолу двигателя. Для этих типов самолетов ясно, что фрагменты, остающиеся внутри гондолы двигателя, не представляют опасности для самолета .

Определение, связанные с повреждением ЛА:

Категория 1. Повреждение гондолы двигателя – повреждение от вырвавшихся фрагментов, ограниченное в пораженной зоне;

Категория 2.

Легкое повреждение ЛА – повреждение, которое оказывает незначительное воздействие на ЛА:

А. Вмятины, углубления и незначительные проникновения к конструкцию ЛА;

Б. Медленная разгерметизация;

С. Контролируемые (управляемые) пожары .

Категория 3.

Значительное повреждение ЛА – повреждение, при котором возможно продолжение полета и выполнение безопасной посадки:

А. Повреждение несущей конструкции или систем;

Б. Неконтролируемый пожар;

С. Быстрая разгерметизация;

D. Потеря тяги на дополнительном двигателе;

Е. Легкие повреждения .

Категория 4. Серьезное (опасное) повреждение ЛА:

А. Аварийная посадка;

В. Утрата ЛА;

С. Критические повреждения;

D. Катастрофа .

На рисунке 4.1 приведены фотоматериалы, показывающие причину и последствия отказа отказа диска 1-й ст. КНД двигателя № 389-424, произошедшем в аэропорту Пулково, г. С.-Петербург. Внешнее проявления дефекта: при разбеге на скорости 60 – 80 км/час, сработала сигнализация «Перегрев мотогондолы»

сработала 1-я очередь пожаротушения. Взлет прекращен. Двигатель выключен .

Причина: Обрыв части обода диска 1-й ступени КНД из-за развития усталостной трещины с очагом в радиусе скругления дна лопаточного паза на заднем торце диска

–  –  –

Далее на следующих четырех листах представлена карта учета данного дефекта из базы данных раздела Серийная эксплуатация парка двигателей Д-30КУ/КП/КУпрограммного комплекса «Надежность» [138] .

–  –  –

401-40-16-733-2008 ***

ПЛАН ИССЛЕДОВАНИЯ: ИССЛЕДОВАТЕЛЬ:

*** № ДСЕ SNS ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ ГРУППА 6.1.1 KOMПPECCOP

ПРИЧИНА ОТКАЗА:

Выявлен разрыв диска черт. *** 1-й ступени КНД, фрагмент обода диска с рабочими лопатками №10…№14 отсутствует .

Обрыв части обода диска 1-й ступени КНД черт.*** явился следствием развития усталостной трещины с очагом в радиусе скругления дна лопаточного паза на заднем торце диска при повторно-статическом нагружении (малоцикловой усталости) по причине развития трещины в процессе эксплуатации двигателя вследствие пропуска трещины при проведении специальных методов контроля в процессе проведения последнего ремонта двигателя .

Классификатор Классификация Дефект производственный отказа:

Заключение № 44-597452 Дата регистр. 18.08.2009 Дата оформл. 08.03.2010 МЕРОПРИЯТИЯ заключения № 44-597452 Согласно бюллетеню №***-БД-Г от 8.08.08. в эксплуатации проводится периодический визуально-оптический контроль лопаточных пазов дисков 1-й ступени КНД двигателей ДКУ/КП/КУ-154, эксплуатирующихся ГА России .

Согласно техуказанию №***-2008 от 8.08.08 предусмотрен возврат из эксплуатации двигателя 289-424, на котором диск 1-й ступени КНД изготовлен из плавки № *** .

Обрыв части обода диска 1-й ступени КНД черт.*** вследствие развития усталостной трещины с очагом в радиусе скругления дна лопаточного паза на заднем торце диска .

Окончательно причина дефекта и скорость развития усталостной трещины будут установлены после детального фрактографического исследования излома диска в ГЦ БП ВТ и ЦИАМ, а также подтверждения данных по расчету циклической долговечности диска в ЦИАМ .

Для обеспечения безопасной эксплуатации воздушных … судов в ОАО "НПО "Сатурн" внедрен комплекс мероприятий, повышающий надежность работы двигателей ДКУ/КП/КУ-154 и их модификаций согласно решению № 493***-***/2008 Мероприятия заключения. Выполнение мероприятий контролировать отдельным документом с учетом требований Межведомственной рабочей группы при ЦИАМ .

1 Оформить решение № 402/***-***/2008 и бюллетень ***-БД-Г на проведение на двигателях Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификациях принадлежности ГА России периодического визуально-оптического контроля обода диска 1 ступени КНД в эксплуатации .

2 Оформить Решение № 402/***-***/2008 и выпустить тех. указания на отстранение от эксплуатации двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 принадлежности ГА и инозаказчика с дисками 1 ступени КНД черт.*** плавки ***, имеющими наработку более *** циклов .

3 Совместно с Гос НИИ ГА оформить план-график внедрения УЗК диска 1 ступени, гарантированно выявляющего радиально развивающиеся трещины со сроком внедрения *** .

4 Оформить решение и бюллетень на введение на двигателях Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификациях периодического УЗК дисков 1 ступени КНД, позволяющего выявлять радиально развивающиеся трещины. Контроль выполнять по графику УЭСО с первоочередной проверкой двигателей, на которых наработка диска 1 ст. КНД превышает *** циклов. (по срокам план-графика внедрения УЗК) 5 Провести технологическую подготовку производства для внедрения перепротягивания и упрочнения лопаточных пазов дисков 1 ст. КНД по плану № 129/***-***/08. (срок и исполнители согласно плану) 6 В соответствии с согласованным в ЦИАМ заключением № 449/***-***-08 выпустить рабочий документ на внедрение в ремонт перепротягивания радиусов в углах лопаточных пазов и упрочнения обода дисков 1 ст. КНД, имеющих наработку более *** циклов, с направлением в эксплуатацию на один межремонтный ресурс в составе партии двигателей (*** шт.) для подконтрольной эксплуатации .

7 Оформить ремонтные бюллетени № Р***-БР-Г и Р***-БР-Г по проведению контроля методом ЛЮМ1-ОВ дисков 1 ступени КНД при ремонте для АРП ГА РФ .

8 Оформить решения на выпуск ремонтных бюллетеней для внедрения на АРП ГА РФ УЗК лопаточных пазов дисков 1 ступени КНД в колесе после постановки лопаток, проверки кромок пазов диска под лопатки на соответствие КО .

9 Оформить решение на выпуск ремонтного бюллетеня для АРП предусматривающего комплектование двигателей дисками 1 ст. КНД с наработкой более *** циклов только после выполнения перепротягивания радиусов в углах пазов под лопатки и упрочнения обода диска (по кооперации) .

10 Продление ресурсов двигателей Д-30КУ/КП/КУ-154 и их модификаций по техническому состоянию производить в пределах установленных ресурсов после поступления на предприятие фотоматериалов по результатам визуально-оптического контроля обода диска 1 ступени КНД на отсутствие трещин по бюллетеню № ***-БД-Г .

11 Двигатели Д-30КУ-154 с наработкой диска 1 ст. КНД более *** циклов подлежат направлению в подконтрольную эксплуатацию на один межремонтный ресурс, при условии выполнения доработки диска черт. *** перепротягиванием радиусов в углах лопаточных пазов и выполнения упрочнения обода диска (согласно заключению № 449/***-***-08) .

Служебная информация Дата Год оценки № сводки Год выпуска № IFS выпуска Источник информации с/з 240/011-649 1.07.08 Отказ двигателя Запись создана: Запись обновлена 01.07.2008 danchenkov_vp 28.02.2012 11:27:27 loginova_ng Классификатор статистики Задержка вылета

–  –  –

Рисунок 4.2 – Гистограмма распределения циклической наработки парка двигателей ДКУ-154 и наработки до отказа двигателей Д-30КУ-154 в эксплуатации и на «разгонных установках» (УИР)

4 .

2 МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ ОЦЕНКИ РЕДКИХ СОБЫТИЙ

Область распространения. Ограничения применения метода статистической оценки Оценка относится к событиям, относящимся к категории крайне маловероятных и маловероятных согласно определению показателя случайности (частоты) отказа циркуляра CS-E 15, CS-E 510 [11]. Оценка выполняется в том случае, если известен факт отказа (отказов) детали из группы особо ответственных (п.75 АП-33 [55], п.510 CS-E [11]), выявленной (выявленных):

- при эксплуатации или

- при испытаниях на опережающую наработку, в т.ч. при лидерной эксплуатации и (или)

- разгонных испытаниях на специальных установках, и по результатам выполненных исследований корневой причины отказа может быть установлена малоцикловая природа фрагментации детали при отсутствии доказанного факта внешнего воздействия, существенно снижающего наработку до отказа. Наработка до отказа каждой из деталей генеральной совокупности должна быть статистически сопоставима с подтвержденным эксплуатацией ресурсом детали. Оценка выполняется с использованием метода квантилей экстремального распределения, Вейбуллого анализа с цензурированием и Вейбаесова анализа. В случае выполнения оценки (переоценивания) наработки до отказа детали, причиной которого явился подтвержденный документально факт внешнего дополнительного воздействия (производственно – технологическое отклонение или эксплуатационное повреждение) применяется метод вейбаесовской модификации установленного ранее закона Вейбулла для данного вида отказа .

4.2.1 Решение методом квантилей экстремального распределения

–  –  –

График такой функции представляет собой ступенчатую линию со скачками, кратными величине 1/n в точках, определяемых членами вариационного ряда X1(n) X2(n)…, Xn(n). В соответствии с законом больших чисел эмпирическая функция распределения сходится по вероятности к исходному теоретическому распределению и это позволяет для больших выборок при определении математических ожиданий использовать, так называемые, бутстреп-процедуры, сущность которых заключается в многократном тиражировании выборочных наблюдений Xi, I=1,…,n и использовании извлеченных данных для расчета искомых показателей .

Многократное тиражирование выборочных наблюдений (бутстреп-процедуры) с целью оценки параметров технических систем с уменьшением объема выборки порождает неоднозначность значений случайной величины на интервалах (спейсингах). Поэтому представляется целесообразным использование сглаженной функции квантилей распределения оценки параметра

–  –  –

для экстремали, состоящей из кусков, где р1 и р2 - точки касания прямой экстремали к кривым, определяющим область допустимых решений .

Из трех вариантов выбирается тот, для которого энтропия наибольшая .

Оценка математического ожидания производится по формуле (4.8) .

–  –  –

Далее на рисунке 4.3 представлена графическая интерпретация решения .

Выполнен расчёт для варианта с использованием данных по по 4 отказам (без производственного отказа) Расчетные значения MTTF приведены в таблице 4.1 Таблица 4.1 – Расчетные значения MTTF

–  –  –

b0 + b1 p + b2 p 2 = x1 ; b0 + b1 p + b2 p 2 = x 4, где 1 – Область допустимых решений для 4 чисел x1=6020; x2=9083; x3=9568; x4=10898, определяемая кривыми f(p) и t(p), а также нижней и верхней границами (прямыми x1 и x4) и вертикальной прямой (p=1);

g(p) – нижняя граница x1=6020;

z(p) – верхняя граница x4=10898;

t(p) – первая кривая;

f(p) – вторая кривая .

Выводы к разделу:

Метод экстремальных распределений применим для предварительной оценки величины MTTF. Оценка не учитывает цензурированные справа значения наработки парка, т.е положительный опыт большой наработки и изначально занижает результат .

4.2.2 Решение методом вейбуллого и вейбаесовского анализа .

–  –  –

Mode = (1 1 / )1 /

- Median (специальный квантиль (t0,5), значение наработки, которое разбивает площадь распределения CDF пополам)

–  –  –

4.2.2.2 Вейбаесовский анализ Для ряда законов распределения, в т.ч. и Вейбулла, определить распределение двух параметров в достаточно простом и удобном для практических расчетов виде не удается. В этом случае обычно используют условные распределения одного из параметров, полагая другой параметр известным [131]. Метод Вейбайесовской оценки основан на принципе «сохранения семейства» априорного распределения

–  –  –

4.2.2.4 Построение Вейбулловой модели отказа в эксплуатации детали из группы особо ответственных. Отказ диска 1 ст. КНД парка двигателей ДКУ/КП/КУ-154

Данные по фактической циклической наработке:



Pages:   || 2 |



Похожие работы:

«АГРЕГАТНЫЙ МОДУЛЬ ПЕНОТУШЕНИЯ (АМП) ООО "Техномодуль Центр" Официальный дистрибьютор на территории Российской Федерации и стран СНГ 125080, г. Москва, Волоколамское шоссе, д.13А, стр.1. Тел. +7(495) 6449327, (495) 999-18-99 www.tm112.ru email: info@tm112.ru C.S.I. s.r.l. П...»

«Московский государственный университет имени М. В. Ломоносова Динамический анализ Java-приложений при помощи инструментирования байт-кода и отслеживания помеченных данных Студент V курса кафедры СП факультета ВМК, Вартанов Сергей Павлович Научный руководитель...»

«ПРИМЕНЕНИЕ ПОЛИМЕРНЫХ МАТЕРИАЛОВ В КАЧЕСТВЕ ФУНДАМЕНТОВ НЕФТЕГАЗОПРОВОДОВ Алексеев А.Г., к.т.н., НИИОСП им. Н.М. Герсеванова АО "НИЦ "Строительство", доцент МГСУ, г . Москва, е-mail: adr-alekseev@yandex.ru Балашов Д.В., инж., ООО "Гебау", г. Электросталь,...»

«УП: b360301_17_1234_ВСЭ.plx стр. 4 1. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ ОСВОЕНИЯ УЧЕБНОЙ ДИСЦИПЛИНЫ (МОДУЛЯ) Дать студентам теоретические и практические знания, умения, и навыка зоотехнического профиля, в распознавании патологических процессов в организме больного животного, причин и условий их появления, сущности болезней, м...»

«ВСЕМИРНАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ЭКИПИРОВОЧНОГО ПАУЭРЛИФТИНГА/ WEPF ТЕХНИЧЕСКИЕ ПРАВИЛА СОРЕВНОВАНИЙ ПО ЖИМУ ЛЕЖА В СОФТ ЭКИПИРОВКЕ Редакция 2018 года Настоящие правила, являются официальным изданием технических правил соревнований по версии...»

«ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР ТРУБОПРОВОДЫ ДЛЯ АГРЕССИВНЫХ СРЕД О БЩ И Е ТЕХ НИЧЕСКИ Е ТРЕБОВАНИЯ ГОСТ 17365-71 Издание официальное i ж йена ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ком итет СТАНДАРТОВ СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР Москва добровольная сертификация СТАНДАРТ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СОЮЗА ССР...»

«РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ЛЕБЕДКА ТРЕЛЕВОЧНАЯ ДЛЯ ЛЕСНОГО ХОЗЯЙСТВА EGV 105 AHK 11/2013-RUS Ver.: 1.6 Перед монтажем и эксплуатацией лебедки внимательно прочитайте инструкцию по эксплуатации.1. ОБЩЕЕ Уважаемый покупатель, Купив лебедку, вы приобрели средство п...»

«ОЦЕНКА ПЕРСПЕКТИВ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ МЕТОДА ВОЛНОВЫХ ЗАТУХАЮЩИХ КОЛЕБАНИЙ ДЛЯ ФУНКЦИОНАЛЬНОЙ ДИАГНОСТИКИ ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛЕЙ Ашов И.Г., Курбонов С.А. – студенты группы Э-92, Грибанов А.А. – к.т.н., доцент Алтайский государственный технический университет им. И. И. По...»

«ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ТЯЖЕЛЫХ ИОНОВ С ЯДРАМИ И СИНТЕЗ НОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ D7 9734 Международная школа-семинар по взаимодействию тяжелых ионов с ядрами и синтезу новых элементов Дубна, 23 сентября 4 октября 1975 г. Proceedings of the International School-Seminar on Reactions of Heavy Ions with Nuclei and Synthesis of New El...»

«АВТОМАТИЧЕСКАЯ ХЛЕБОПЕЧЬ МОДЕЛЬ: RBM-1333 ИНСТРУКЦИЯ ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ RBM-1333.indd 1 26.04.2013 12:40:22 АВТОМАТИЧЕСКАЯ ХЛЕБОПЕЧЬ СОДЕРЖАНИЕ: Описание Основные меры безопасности Подготовка прибора к работе и первое использование Панель управления и автоматические режимы Предуп...»

«ARTOLINK АППАРАТУРА АТМОСФЕРНОЙ ОПТИЧЕСКОЙ ЛИНИИ СВЯЗИ серия Многоцелевые Оптические Системы для Телекоммуникаций Руководство по эксплуатации МБДК.3РЭ Содержание 1 Назначение и состав оборудования 5 2 Меры безопасности 9 3 Описание изделия 11 3.1 Оптический стык изделия 11 3.2 Системы угловог...»

«ЦЕНТРАЛЬНАЯ ПРЕДМЕТНО-МЕТОДИЧЕСКАЯ КОМИССИЯ ВСЕРОССИЙСКОЙ ОЛИМПИАДЫ ШКОЛЬНИКОВ ПО РУССКОМУ ЯЗЫКУ Рекомендации по проведению муниципального этапа всероссийской олимпиады школьников по русскому языку в 2013/2014 учебном году Москва Содержание Вводная часть 1. Характеристика содержания муниципал...»

«Двухдиапазонная беспроводная точка доступа AC1750 TEW-815DAP Руководство по быстрой установкE (1) TEW-815DAP (V1) /05.23.2014 1. Подготовка к монтажу Содержимое упаковки TEW-815DAP Многоязычное руководство по установке Служебная программа и руководство пользователя) Сетевой кабель (1.5 м / 5 фута) Блок питания (12V DC, 2A) С...»

«ИЗВЕСТИЯ ТОМСКОГО ОРДЕНА ТРУДОВОГО КРАСНОГО ЗНАМЕНИ ПОЛИТЕХНИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА имени С. М. КИРОВА Том 219 1969 С П Е Ц И Ф И К А Т В О Р Ч Е С К О Г О НАУЧНОГО ТР УДА И ЕЕ О Т Р А Ж Е Н И Е В СИСТЕМЕ Р А С П Р Е Д Е Л Е Н И Я Н. Г. С М И Р Н О В,Г Б. А...»

«Тарифные планы "WiFire 50", "WiFire 70", "WiFire 100", "WiFire 150", "WiFire 333" на услуги доступа к сети Интернет только для действующих Абонентов физических лиц, вводимые в действие с "10" ноября 2014 года, на территории действия тарифных зон "Москва", "Московская область", "Дегунино"Тарифные планы на услуги доступа к сети Интер...»

«Артериальная гипертония и атеросклероз: причины, симптомы, диагностика и профилактика врач-кардиолог к.м.н. Гриненко Т.Н. ФГБУ "Всероссийский центр экстренной и радиационной медицины им. А.М.Никифорова" МЧС России * у лиц старше 18 лет, данные от 2017 г ПРИЧИНЫ СМЕРТ...»

«Приложение № 9 к приказу МБДОУ "Теремок" от 05.08.2014 г. № 180-од Муниципальное бюджетное дошкольное образовательное учреждение "Теремок" детский сад общеразвивающего вида муниципального образования город Ноябрьск РАБОЧАЯ ПРОГРАММА по раз...»

«Проблема фазовой волны де Бройля. (Фазовая волна де Бройля – это волна, сопровождающая любую частицу материи). Задача в том, чтобы выяснить причину возникновения и существования фазовой волны де Бройля, а также почему она фазовая, а не групповая, и как это сказывается на теории элементарных частиц. Де Бройль...»

«Bea Technologies SpA Via Newton, 4 I-20016 Pero (Milano) Italy Reg. Impr. Milano Tel 02 33 92 71 Cod. Fisc. e Part. IVA IT-13456910150 Capitale Sociale i.v. www.bea-italy.com Fax 02 33 90 713 R.E.A. MI 1653349 Euro 1.000.0...»

«Бобровников Владимир Гаврилович ПОДВИЖНИЧЕСКОЕ СЛУЖЕНИЕ МОНАХИНИ РАИСЫ (1928-1942 ГГ.) На основе архивных материалов и воспоминаний современников статья раскрывает механизм взаимодействия государства и личнос...»

«Вычислители УВП-280. Методика проверки стр. 1 Вычислители УВП-280. Методика проверки Настоящая методика распространяется на вычислители УВП-280 (далее – вычислители) и устанавливает методику проведения их первичной, периодической и внеочередной поверок. Межповерочный интерв...»

«BOSCH Руководство по эксплуатации GST 135 CE GST 135 BCE PROFESSIONAL Технические характеристики инструментов Лобзиковая пила GST 135 BCE PROFESSIONAL Номенклатурный № 0 601 511 7. Лобзиковая пила GST 135 CE PROFESSIONAL Номенклатурный № 0 601 510 7. Номин. потребляемая мощность [Вт] 720 О...»

«© М.В. Рыльникова, В.А. Еременко, Е.Н. Есина, 2014 УДК 622.831; 622.2; 622.235 М.В. Рыльникова, В.А. Еременко, Е.Н. Есина СПОСОБ РАЗГРУЗКИ УДРООПАСНЫХ И СТРУКТУРНО НАРУШЕННЫХ УЧАСТКОВ МЕСТОРОЖДЕНИЙ* На основе многолетнего опыта применения при подземной разработке вертикальных кон...»




 
2019 www.mash.dobrota.biz - «Бесплатная электронная библиотека - онлайн публикации»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.