автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Методы обеспечения безопасной эксплуатации самолетов гражданской авиации по условиям прочности на наземных этапах полета

На правах рукописи

МЕТОДЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ПО УСЛОВИЯМ ПРОЧНОСТИ НА НАЗЕМНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА

Специальность 05.22.14 - Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

31 ОКТ 2013

Москва - 2013

005536735

Работа выполнена в федеральном государственном унитарном предприятии Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации.

НАУЧНЫЙ КОНСУЛЬТАНТ:

заслуженный работник транспорта РФ,

доктор технических наук Далецкий Станислав Владимирович

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ:

доктор технических наук, профессор,

главный научный сотрудник ЦАГИ Кузнецов Олег Алексеевич

доктор технических наук,

Председатель Комиссии МАК Рухлинский Виктор Михайлович

доктор технических наук, доцент,

профессор МГТУ ГА Комов Алексей Алексеевич

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ: Открытое акционерное общество "Туполев".

Защита состоится 30 декабря 2013 г. в 11.00 час. на заседании диссертационного совета Д 315.002.01 на базе Федерального государственного унитарного предприятия Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации по адресу:

г.Москва, ул. Михалковская, д. 67, к.1, РФ, 125438 С диссертацией и авторефератом можно ознакомиться в библиотеке ФГУП ГосНИИ ГА.

Отзывы на автореферат просим направлять в двух экземплярах заверенные печатью организации за 10 дней до защиты по адресу: ул. Михалковская, д. 67, к.1, г. Москва, РФ, 125438 Ученому секретарю диссертационного совета Д 315.002.01.

Автореферат разослан " Я/Г/уЯ^Я2013 г.

Ученый секретарь диссертационного^---------

совета Д 315.002.01, к.т.н. Плешаков

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы. В понятие "полет" включаются также разбег самолета при взлете и пробег после посадки (Энциклопедия "Авиация", ЦАГИ, М., 1994). За период своей эксплуатации типовой магистральный самолет проезжает по аэродромным покрытиям -10СН-150 тыс. км, что вполне сопоставимо с пробегом автомобиля. В случае грубой посадки самолета производится оценка состояния его конструкции с целью определения возможностей дальнейшей безопасной эксплуатации или необходимости ремонта и даже списания. Так, в октябре 1986 г. имела место грубейшая посадка самолета Ту-134А в аэропорту Курумоч, в ходе которой произошли разрушение конструкции и пожар. При этом штатный бортовой самописец К3-63 зафиксировал запись изменения во времени нормальной перегрузки, максимальное значение которой составило 4,18 ед. Обработка записи основным на тот момент уточняющим методом фильтрации дала максимальную величину, равную 3,7 ед. При такой перегрузке самолет не должен был разрушиться, и появился повод подозревать наличие дефектов его изготовления. Использование новейшей на тот момент авторской методики, описанной в гл. 3 данной работы, позволило обосновать, что максимальная уточненная величина нормальной перегрузки в данном случае составила 4,8 ед. Последствия такого уровня нагруженности и привели к разрушению.

С целью установления фактов посадок повышенной грубости в авиакомпаниях осуществляется стопроцентный контроль нагруженности конструкции самолетов при приземлении по величине нормальной перегрузки пу в центре масс на основании информации, выдаваемой штатными бортовыми средствами регистрации полетной информации (типа КЗ-бЗ, МСРП, БУР и т.п.). Однако достаточно обоснованные и метрологически аттестованные методы уточненной оценки пу по показаниям указанных средств отсутствовали. Это вынуждало устанавливать критерии грубой посадки с определенными запасами, которые без знания соответствующих поправок, не гарантировали во всех случаях приостановку эксплуатации самолета. Очевидно, что подобная ситуация весьма негативно влияла на уровень безопасности полетов. С другой стороны, имели место случаи проведения указанных выше достаточно дорогостоящих мероприятий на самолетах, нагруженность которых согласно информации, полученной с помощью использовавшихся методов, превысила порог, выше которого соответствующая посадка классифицируется как грубая, тогда как на самом деле подобный порог не был преодолен.

Повышенный уровень неровностей аэродромных покрытий оказывает также существенное негативное влияние на эксплуатационные характеристики воздушных судов (ВС): темп расходования ресурса конструкции ВС, комфортность работы экипажа, максимальные нагрузки, действующие на ВС при наземных режимах движения и др.

В нашей стране и за рубежом проводились исследования для оценки предельно допустимых уровней неровностей поверхности аэродромных покрытий, однако полученные результаты не были обоснованы с учетом комплексности

Ч>

влияния уровня неровностей аэродромных покрытий на процесс летной и технической эксплуатации самолетов. В связи с этим данные результаты не были приняты в качестве теоретической основы и практической базы при разработке документов, регламентирующих годность поверхности аэродромных покрытий к эксплуатации в части их ровности.

Цель работы. Создание методологической основы формирования в гражданской авиации постоянно совершенствующейся и расширяющейся за счет распространения на самолеты новых типов системы оценки и обеспечения в условиях эксплуатации прочности конструкции самолетов при наземных режимах движения.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие основные задачи:

1. Разработать теоретические основы для оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс ВС по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации и ориентированные на эти рекомендации критерии грубой посадки современных типов самолётов гражданской авиации.

2. Разработать практический метод оценки перегрузки в центре масс самолета при приземлении, который, в отличие от указанной выше оперативной оценки, позволяет учесть индивидуальные характеристики соответствующего акселерометра для анализа наиболее проблемных случаев нагружения конструкции самолетов ГА при приземлении.

3. Разработать нормативы ровности поверхности искусственных покрытий ВПП, учитывающие их комплексное воздействие (темп расходования ресурса, виброкомфорт экипажа и пассажиров, а также максимально допустимая нагруженность) на конструкцию отечественных ВС.

4. Обеспечить широкое эффективное использование результатов решения вышеперечисленных задач в эксплуатационных предприятиях ГА.

Научная новизна работы состоит в:

- разработке теоретических основ формирования оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации.

- разработке новых математических моделей, позволяющих выявлять закономерности фиксации нормальной перегрузки при посадочных ударах в центре масс упругой системы самолётов различного типа штатными бортовыми средствами регистрации полётной информации.

- разработке математической модели функционирования акселерометра с учетом его индивидуальных характеристик в упругой конструкции самолёта при посадочных ударах.

- разработке метода формирования нормативов ровности поверхности искусственных покрытий ВПП с использованием результатов лётно-прочностных испытаний на примере двух типов самолётов на пяти аэродромах, контрастно отличающихся друг от друга по уровню неровностей.

- получении 50 статистических математических моделей, адекватно описывающих зависимости максимального виброускорения, а также усталостной повреждаемости, вносимой в единицу времени режима пробежки в конструкцию самолёта каким-либо нагружающим фактором, либо его максимальной величины за этот режим от параметров (масса самолёта, скорость, центровка) его и характеристик ровности поверхности анализируемого аэродромного покрытия. На основе этих математических моделей проведены расчёты для обоснования нормативов ровности поверхности аэродромных покрытий.

- разработке метода коррекции результатов моделирования, компенсирующего линейную составляющую их систематической погрешности.

Достоверность результатов подтверждается многолетним опытом использования выполненных автором разработок в практике эксплуатации 14-ти типов отечественных самолетов и внедренных отраслевых нормативов ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий.

Практическая значимость. Разработанные рекомендации для оперативной уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс ВС и критерии их грубой посадки, а также утвержденные Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации и введенные в действие Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к Нормам годности к эксплуатации гражданских аэродромов (НГЭА), а также Поправки 5 к Методам определения соответствия (МОС) НГЭА нормативы ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий широко используются в практике эксплуатации отечественных ВС.

Личный вклад автора. В течение всего времени выполнения указанных исследований автор являлся их ответственным исполнителем или научным руководителем. Автором разработаны основные решения указанных выше задач, сформировано необходимое нестандартное математическое обеспечение, выполнен основной объём расчётов, потребных для подготовки методических рекомендаций, критериев грубой посадки самолётов и нормативов ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий.

Апробация работы. Основные аспекты и результаты работы докладывались на многих международных и отраслевых конференциях и семинарах, в том числе:

- Лётно-технических конференциях по обобщению опыта эксплуатации самолёта Ту-154, 1980, 1982 г.г.

- Международной конференции "Экспериментальное оборудование и сертификация авиационной техники", ЦАГИ, г. Жуковский, 22-27 августа 1995 г.

- Первой международной научно-методической и научно-исследовательской конференции "Плавность хода экологически чистых автомобилей в различных дорожных условиях и летательных аппаратов при приземлении и торможении", МАДИ(ТУ), Москва, 3-7 февраля 1997 г.

- Международной научно-технической конференции "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества", МГТУ ГА, Москва, 18-19 мая 2006 г.

- ХХХХН Всероссийском симпозиуме по механике и процессам управления, г. Миасс Челябинской обл., 18-20 декабря 2012 г.

- Международной научно-технической конференции "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества", МГТУ ГА, Москва, 24 апреля 2013 г.

Работа была отмечена как занявшая первое место в конкурсе на лучшую лётно-испытательную работу, выполненную в ГосНИИ ГА.

Публикации. По теме диссертации опубликованы 38 печатных работ, отражающие её основное содержание, в том числе 10 статей в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объём работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов по каждой главе, общих выводов по работе и списка использованных источников. Работа изложена на 267 страницах, в том числе 39 таблиц и 42 рисунка. Список литературы содержит 175 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обоснована актуальность работы, сформулирована её цель и определён круг задач, которые необходимо решить для её достижения.

В первой главе проведён анализ полученных к началу 80-х г.г. прошлого века результатов работ с целью корректной оценки в условиях эксплуатации максимальной нормальной перегрузки в центре масс самолёта при посадочном ударе, а также нормирования уровня ровности поверхности искусственных аэродромных покрытий.

Наиболее весомые результаты исследований динамической нагруженно-сти конструкции самолётов при приземлении были получены в ЦАГИ (Ю.А. Стучалкин, В.Д. Баринов), ОКБ им. А.Н. Туполева (В.Н. Перельштейн, И.А. Головня), Рижском и Московском институтах инженеров гражданской авиации (Г.И. Страхов, А.Н. Кобцев, А.З. Бастаджан). В то же время отмеченные специалисты не соотносили полученные данные по динамике нагружения с реакцией на неё штатных бортовых акселерометров. Попытки ряда исследователей в ГА и авиапромышленности реализовать подобные соотношения не нашли своего решения.

Реальные исследования с целью обоснования и разработки методов получения уточненных оценок величины перегрузок при приземлении самолетов были начаты в ГосНИИ ГА, РКИИГА (Б.Т. Борисов, М.И. Пальчих, В.Г. Дупляков), а также совместно в ГосНИИ ЭРАТ ГА (Г.Л. Лившиц) и филиале ЦАГИ (A.B. Алакоз, И.А. Галеев). Результаты, что были получены в ГосНИИ ГА, автором изложены в главах 2 и 3 настоящей работы. Три последних исследователя являются соавторами соискателя в отработке методических подходов к решению соответствующих задач и в организации внедрения результатов в практику эксплуатации. В то же время эти исследователи в 1981 г. обосновали и внедрили в практику эксплуатации самолетов ГА одну из разновидно-

стей указанных выше специальных корректирующих поправок, а именно так называемую методику фильтрации. Однако, в отличие от разработанного автором углубленного подхода, суть которого излагается в главе 3, методика фильтрации не учитывает то, что акселерометр самописца К3-63 регистрирует сигнал, представляющий собой совокупность нескольких гармоник, искажая начальные фазы каждой из них в разной степени для различных составляющих. В свою очередь, по сравнению с описанной в главе 3 авторской методикой, корректное применение методики фильтрации существенно проще и вполне доступно для обладающего даже средней квалификацией персонала эксплуатирующих предприятий ГА. В связи с этим методика фильтрации широко используется в настоящее время в ГА России наряду с предложенным автором дополняющим методическим подходом, который изложен в главе 2.

Указанные исследователи РКИИГА ограничились тривиальным выводом о том, что "виброметрические приборы, установленные на ВС, имеют существенные недостатки и в ряде случаев не позволяют объективно оценить вибрационные процессы, возникающие при посадке". Такой вывод был необходим для последующего обоснования перспективности наземной системы регистрации параметров поля сейсмических волн, возникающих при посадке ВС. В тот период была очевидна нереальность оснащения каждого аэродрома ГА, на котором могут эксплуатироваться самолеты МВЛ и более тяжелые ВС, весьма сложными в эксплуатации системами анализа сейсмических процессов малой интенсивности, имеющих место при посадочном ударе самолетов.

Известно, что критерии грубой посадки, установленные фирмами Боинг и Эрбас для разработанных ими магистральных транспортных самолетов, следующие: подтвержденные записью самописца за период посадочного удара нормальная перегрузка в центре масс самолета и его вертикальная скорость превышают соответственно 2 ед. и 9 фт/с (2,74 м/с). Нормы летной годности (НЛГ) подобных самолетов требуют, чтобы их конструкция выдерживала в эксплуатации посадочные удары с вертикальной скоростью не менее 10 фт/с (3,05 м/с). Сопоставление этих критериев грубой посадки и соответствующих требований НЛГ показывает, что в данном случае очевидна попытка учесть наличие существенных погрешностей регистрации штатными бортовыми самописцами нормированных характеристик интенсивности посадочного удара.

Ранее исследования проблемы воздействия неровностей поверхностей аэродромных покрытий на самолеты ГА были сосредоточены главным образом в СибНИА (Д.Ф. Рыков, В.П. Лапаев, Ю.С. Оводовский, О.Г. Татаринцева). Там в 70^80-х г.г. прошлого столетия систематически проводились измерения характеристик ровности поверхности покрытий аэродромов практически на всей территории СССР. Измерительными инструментами являлись специальные двух- или трехколесные тележки с платформой, на которой была установлена центральная гировертикаль. Результаты исследований показали целесообразность представления указанных выше характеристик в виде

Гс. /Е при 0,05 < | с2/.Р'! при

где Б - спектральная плотность, а Р [1/м] - пространственная частота неровностей.

Полученные по данным измерений параметры сь с2, кь к2 и р! опубликованы в "Атласе неровностей аэродромов СССР".

Результаты исследований неровностей 120 аэродромов СССР с твердым покрытием показали целесообразность представления характеристик неровностей в более общем виде т.н. формулы неровностей данного аэродромного покрытия:

где с и к - соответственно характеризующие уровень неровностей этого покрытия константа и показатель степени.

Аппроксимация (I) в настоящее время является практически стандартизированным приёмом аналитического описания соответствующих зависимостей типа Б(Р). Фигурирующие в (1) характеристики с и Б, как правило, имеют размерности соответственно [м3"к] и [м3] (в то же время достаточно часто используются размерности [мм2м'~к] и [мм2м]).

В зарубежных работах указаны следующие предельно допустимые уровни 8ПреД [мм2м] спектральной плотности неровностей поверхности:

- эксплуатируемого аэродромного покрытия 8™ед = 0,96 Р"2;

- нового аэродромного покрытия Бпред = 0,32 И".

В целом содержащаяся в работах СибНИА методология нормирования уровней ровности поверхностей аэродромных покрытий предусматривает лищь учёт усталостной повреждаемости отдельных зон конструкции транспортных самолетов. В связи с этим предложенные критерии ровности официально никогда не вводились для аэродромов СССР либо РФ. Исходя из этого, признана актуальной задача выявить и установить в качестве общепринятых ограничений допустимые уровни неровностей поверхности аэродромного покрытия с учетом комплексного воздействия (усталость конструкции самолетов, уровень комфорта экипажа, пассажиров и максимальных нагрузок, действующих на неё) этих неровностей на конструкцию эксплуатируемых отечественных самолетов.

Таким образом, в первой главе обоснована актуальность решения задач разработки надлежащим образом обоснованных и метрологически аттестованных методик уточненной оценки в эксплуатации максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта, а также нормирования уровней ровности поверхностей аэродромных покрытий с учетом комплексного воздействия этих неровностей на конструкцию отечественных самолетов.

В главе 2 изложены основные результаты автора по разработке оперативной методики уточненной оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полетной информации.

Объективная оценка нагруженности конструкции при приземлении самолета заключается в достоверном определении достигнутой величины пуш, т.е.

шассийной максимальной нормальной перегрузки в центре масс рассматриваемого самолета, имевшей место в процессе соответствующего посадочного удара. Эталонным методом получения пуш считается тензометрическое измерение нагрузок на шасси, что при коммерческой эксплуатации ВС практически неосуществимо. В то же время измерительный канал штатного бортового акселе-рометрического датчика фиксирует процесс изменения нормальной перегрузки в месте его установки пуКд, который может существенно отличаться по сравнению с пуш.

Предложенный и реализованный автором методический подход предусматривает для самолёта каждого типа выявление системы двух функционалов:

(2) (3)

где Опое., Уу ~ соответственно посадочный вес и нормальная к продольному профилю зоны ВПП, в которой самолет находится в момент полета, непосредственно предшествующий касанию ВПП (МПНПК), скорость его центра масс;

9' = 9 + С,, (4)

9 - угол тангажа самолёта в МПНПК, С, - уклон ВПП в упомянутой зоне, а соответствующие приращения перегрузки за счёт посадочного удара:

Дпуш - пуш - пу , (5)

ДпуКД = пуКд - пу, (6)

пу - нормальная перегрузка в центре масс самолета в МПНПК.

При этом в качестве канала датчика был выбран непрерывно фиксирующий процесс канал вертикальной перегрузки штатного бортового самописца КЗ-бЗ. Тогда при рассмотрении конкретного посадочного удара величина пуКд определяется по результатам расшифровки записи прибора К3-63, значения пу и 9 - в соответствующий МПНПК по записям другой штатной бортовой системы типа МСРП, после чего с помощью (6) и (4) находятся фигурирующие в системе (2),(3) параметры ДпуКд и 9'. Очевидно, таким образом, что в результате (2),(3) превращается в систему двух уравнений с двумя неизвестными Уу и Дпуш. Далее после решения этой системы и выявления Дпуш необходимая для принятия решения о порядке дальнейшей эксплуатации самолёта оценка перегрузки пуш легко определяется с помощью соотношения (5).

Конкретный вид функционала (3) для самолётов каждого типа устанавливался с использованием математических моделей для оценки максимальной посадочной шассийной перегрузки (пу) самолёта. Упрощённая блок-схема соответствующего алгоритма расчёта представлена на рис. 1. Выявленные с помощью данной модели зависимости типа (3) для самолета Ту-134А проиллюстрированы в нижней части рис. 2. Аналогичные модели были также разработаны для само-лётов типа Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ил-62, Ил-76, Ил-86, Ту-154, Як-40, Як-42, Л-410УВП, Ту-204. При моделировании учитывались реальные характеристики амортизации шасси, а планер самолёта считался жёстким. Воспроизводился процесс поглощения кинетической энергии, которой самолёт обладает в МПНПК, основными стойками шасси. Принималось во внимание, что шасси некоторых машин (Ил-76, Ил-86) имеют основные стойки, разнесённые

по длине фюзеляжа, из-за чего поглощение энергии в таких стойках как правило не синхронно.

Корректность этих моделей проиллюстрирована путем сравнения получаемых с их использованием результатов с аналогичными данными по другим методикам. Например, на начальном этапе эксплуатации самолетов типа

Ввод исходных данных, характерных для рассматриваемого типа ВС

т

Унификация координат точек копровых диаграмм Рш»-

Ввод исходных параметров рассматриваемого приземления: Спос.» V,, 9, \ ^

Расчет Дпт в предположении, что 51И * 0

"Г

Оценка работы, которую требуется поглотить в амортизаторах

Расчет координат точек диаграммы Ршт - характеризующей работу амортизатора в условиях рассматриваемой посадки с учетом поглощения работы А,„ 4

г

Расчет Дпув в предполож амортизаторами и пневматикам ении, что Епкм поглощается и

Е" - А.,

I А.и

|а, -Е"

8,и 6 *<1и

СГ

Ф

| Если к >

Е" - А.,

> Т]'н либо

< Пв, а

А„-Е"

Е"

Е.«м-Ев,м

Обнуление результатов счета

ш и

I <

ш"

х

<

5

Если к+|>Ь,

| Вывод на печать результатов счета

Рис. 1. Блок-схема алгоритма (программы) расчета на базе энергетического баланса максимальных за период посадочного удара приращений нормальной перегрузки в центре масс самолета

Ту-204 имели место две грубые посадки. С учётом условий этих посадок были получены оценки значений пуш при Уу, равных 0,1; 0,25; 0,5 и т.д. до 3,25 м/с с шагом 0,25 м/с, с помощью моделей ЦАГИ (В .Д. Баринов) и автора.

Лпукд, [ед-]

(1 - Опос = 43000 кг; 2 - Опос= 40000 кг; 3 - Опос = 37000 кг; 4 - СПос= 34000 кг)

При этом подготовка исходных данных для модели ЦАГИ существенно более трудоёмка по сравнению с моделью, предложенной автором. Максимальное расхождение между соответствующими результатами составило 8%, а оценка стандартного рассогласования данных ЦАГИ и полученных автором результатов, скорректированных с целью компенсации линейной части его систематической составляющей, составила 3,7%, что проиллюстрировано на рис. 3. На этом рисунке абсцисса каждой точки получена с помощью модели ЦАГИ, а ордината - модели автора, совпавшие линии 1 и 2-линейная аппрок-

симация зависимости между данными ЦАГИ и ГосНИИ ГА и линия полного совпадения этих данных; линии 3 и 4 — верхняя и нижняя границы доверительной области для оценок модели автора с гарантированной вероятностью 67%, а линии 5 и 6 - пределы зоны, куда может попасть любая точка в случае рассогласования между её координатами, равного 3,7%. Очевидно, что такую сопоставимость результатов можно считать вполне приемлемой.

Одним из наиболее эффективных способов получения функционалов, подобных (2) был признан регрессионный анализ данных специальных летных испытаний с варьированием параметров приземления, учитывающим матрицу математического планирования эксперимента. В результате для имеющих штатный бортовой самописец КЗ-бЗ самолетов типа Ту-134 и Ту-154 функционал типа (2) был выявлен автором в следующем виде: 6п„т = 1Д05 + 0,03 5 л:,+0,43 6 *2+0,021 - 0,011 х* -0,059 х22 - 0,00 8 *32 +

+0,003 дг,х2 -0,002 л:, х,+0,006 +0,0001 х' -0,0001 х23 -0,009 х,! + +0,005х, х2 2 + 0,009 х,х* -0,004 х'х, + 0,004х2х,2 + 0,004х,2*, -0,01 \х*х, + +0,009 х,;с2;с3,

(7)

'У/ Г1,2

4

5 3

у

>

С£

1.2

1.2 1,4

1,8 2 пу, [ед.]

2,2 2,4

Рис. 3. Данные оценки с гарантированной вероятностью 67 % сходимости итогов математического моделирования

где

¡=1,2,3;

хг

; п, - п„, дп.

(8)

П;- значение одного из параметров (П1 = ОПОс, П2 = Уу, П3 = 9');

П0; - значение 1 -го параметра, соответствующее нулевому уровню его варьирования в ходе летных испытаний; для самолетов типа Ту-134А П о1 = 40400 кг, П „г = 1,46 м/с, П о3 = 7,7°;

ДП; - шаг варьирования I - го параметра между отдельными опытами (посадками); для самолетов типаТу-134А ДП) = 1250 кг, ДП2 = 0,66 м/с, ДП 3 =2°.

Соотношение (7) для Э' = 5° и различных Опос. представлено в графической форме в верхней части рисунка 2.

Таким образом, зависимость типа (2) представлена в виде полинома третьего порядка:

Диуад= Ьа +6, х2+Ь3 х,+ ЬА х?+Ь5 х22+ Ь6 х,1+Ь1х1х1+Ьях1х1 +

+Ь9 х2х,+Ь10 *,'+/>,, лг23+612 х^+Ъ^х'+Ь^х, х'+Ь^х' х2 + Ь,6х2х,2 + (9)

+ д:2х,+Ь[9х1х2х„

или в виде:

4 (10)

где смысл каждого из параметров г, (1 = 1, ..., п) очевиден из сопоставления соответствующих элементов выражений (7) и (9); при этом п = 19.

Интересующая эксплуатантов величина пуш может быть получена в результате решения системы (2),(3). В практике необходимо не установление характеристик соотношения (7) типа (2) как таковых, а результаты решения этого соотношения совместно с (3). В летном эксперименте на самолете Ту-154Б-2 было выполнено четыре приземления с перегрузкой пуКд, равной 2,0 и выше, для которых использование предлагаемой методики привело бы к принятию решения, не способствующего обеспечению безопасности полетов, так как определённые путём решения системы (2),(3) значения пуш будут ниже одноимённых показателей, полученных из тензометрических измерений. В то же время различия между соответствующими перегрузками составили от 2,3 до 8,1%, что можно считать вполне приемлемым, так как максимальная из этих величин сопоставима с достигающими ~10 % погрешностями считающихся эталонными тензометрических измерений.

При получении конкретных представлений функционала (2) для самолетов типа Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ил-62, Ил-76, Ил-86, Як-40, Як-42, Л-410УВП рассмотренный выше методический подход был существенно модифицирован автором, а именно:

1 Замена относительных параметров -ц на непосредственно характеристики посадочного удара Опос, Уу и 9', их квадраты, кубы и произведения. Наличие квадратных, кубических и пр. членов в полиноме (10) было вызвано необходимостью создания на его основе эффективного вычислительного средства, способного достаточно точно описать исследуемые сложные закономерности.

2 Проверка методами дисперсионного анализа гипотезы о равенстве нулю сразу всех коэффициентов регрессии Ь, (1 = 1, ..., 34) полинома (10). Такая

проверка позволяет сделать вывод о том, зависит ли значение АпуКД прежде всего от всей совокупности параметров. Если эта гипотеза отвергается, далее проверяются гипотезы о равенстве нулю каждого в отдельности из коэффициентов Ь,. Улучшение модели за счет отбрасывания незначимых факторов с нулевыми оценками коэффициентов регрессии (т. е. её оптимизация) должно сопровождаться относительным уменьшением дисперсий оценок остальных коэффициентов за счет устранения случайного влияния незначимых величин. Оптимизация модели проводится в несколько этапов, после каждого из которых отбрасывается ряд факторов, признанных незначимыми. Процесс заканчивается, когда неравенство нулю оставшихся коэффициентов регрессии не вызывает сомнений для всех параметров модели.

3 Использование устойчивых методов оценивания, имеющих высокую эффективность в широком классе распределений погрешностей наблюдений и не чувствительных к их грубым ошибкам. Автором применялся один из таких методов, алгоритм которого был предложен Хубером. Оценки Хубера обладают определёнными оптимальными свойствами, а именно минимаксом асимптотической дисперсии. Эти оценки по сравнению с другими устойчивыми оценками различных видов наиболее эффективны для широкого класса распределений, так как сохраняют свои оптимальные свойства и при малом числе опытов. Таким образом, на практике для нахождения оценок Хубера прежде всего с помощью специальной программы для ПЭВМ реализуются процедуры выявления параметров оптимизированной модели, а затем функционирование этой программы в специальном режиме обеспечивает выявление соответственных устойчивых оценок Хубера.

Показанный на рис. 2 графический метод решения системы (2),(3) был заменён на более удобный табличный, а сопутствующая этому документация введена в действие Указанием МГА от 29.03.84 №23.1.7-32. Далее алгоритм пользования таблицами был воспроизведён на ПК, работавшем по программе первоначально в системе MS DOS, а в настоящее время функционирующем с операционной системой Windows. Документация, предусматривающая использование ПК, была введена в действие Указанием ДВТМТРФ от 26.10.93 № ДВ-6.1-104.

На основании указанных результатов оформлен "Аттестат на методику выполнения измерений вертикальных перегрузок в центре масс пассажирских самолётов при приземлении, введённую в действие Указанием МГА от 29.03.84 №23.1.7-32". Аттестат констатирует, что "погрешность метода измерений не превышает ±0,1пу с доверительной вероятностью Р = 0,95, где пу - полученное с использованием методики значение максимальной перегрузки в ц.м. самолёта при посадочном ударе". Это следует считать наилучшим результатом, так как он совпадает с погрешностью эталонного метода нахождения пуш по результатам тензометрических измерений нагрузок на шасси.

Итак, в главе 2 автором предложен методический подход для разработки оперативного метода уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта.

Подход предусматривает выявление двух функционалов, которые содержат две неизвестные величины: максимальное приращение нормальной перегрузки в самолётном центре масс и его вертикальная скорость.

Первый из указанных функционалов формируется с помощью разработанных автором идентифицированных математических моделей. Второй функционал выявляется по результатам лётных испытаний с использованием статистического моделирования с помощью глубоко модифицированного линейного регрессионного анализа. С применением этого метода с участием автора подготовлены действующие, ныне уже неоднократно модернизированные вплоть до задействования ПК с системой Windows, методические рекомендации для самолетов типа Ан, Ил, Ту, Як, Л-410УВП.

В главе 3 изложены методические подходы и особенности формирования альтернативной рассмотренной в главе 2 также предложенной автором методики оценки динамической нагруженности конструкции самолёта в эксплуатации с учётом характеристик акселерометра. Принципиальное различие этих двух методик в том, что рассмотренная в главе 2 предусматривает использование статистической математической модели (2), идентифицируемой по результатам лётных испытаний, а методика, предложенная ниже, построена на основе известных законов механики, которым подчиняется акселерометр.

Анализ работы акселерометра, установленного в одной из зон упругой конструкции самолета, позволил выявить два вида факторов, оказывающих преобладающее влияние на величину динамической погрешности измерений:

1 Акселерометры инерционного типа, схема чувствительного элемента которого массой m приведена на рис. 4, достаточно точно фиксируют перегрузки, изменяющиеся по моногармоническому закону с частотами, которые не превышают О,7со0, где оо0 - собственная круговая частота колебаний чувствительной массы прибора. Подобные же ускорения, действующие с частотой, близкой к со0, измеряются с завышением, а при частотах со » ю0 - с занижением. На рис. 4 к - коэффициент жёсткости имеющейся здесь пружины. Тогда общеизвестно, что

В то же время сигнал, представляющий совокупность нескольких гармоник, регистрируется акселерометром таким образом, что начальные фазы каждой из них искажаются, причем в разной степени для различных составляющих.

2 Наряду с полезным сигналом акселерометры регистрируют высокочастотные составляющие ускорения в месте их установки. Эти составляющие не вызывают существенного деформирования (нагружения) конструкции. Воздействующая на датчик ]-я гармоника колебательного процесса может быть описана соотношением

Я=А;8т(а>^-<рД (11)

где - перемещение точки установки акселерометра, вызванное действием данной гармоники; А;, о);, - соответственно амплитуда, круговая частота и начальная фаза гармоники; I - время.

В таком случае вызываемое этой составляющей ускорение а, равно

щ = - со/ А; - ф j ). (12)

Согласно (12), зарегистрированная акселерометром ^я высокочастотная составляющая процесса изменения ускорения, имеющая амплитуду ^ = со]2 А], будет вызывать максимальное квазисмещение (деформацию) точки установки датчика, равное А;

Рис. 4. Схема чувствительного элемента акселерометра инерционного типа В случае больших coj величина Aj может оказаться настолько малой, что практическое отсутствие влияния j-й гармоники на процесс нагружения конструкции будет очевидно.

Таким образом, регистрация акселерометром подобных высокочастотных составляющих процесса колебаний также является причиной дополнительных методических погрешностей (второго рода) оценки с его помощью динамической нагруженности в месте установки датчика.

Методика, предложенная автором в главе 2, учитывает перечисленные выше факторы не явно, с помощью функционала (2). Однако после введения её в действие автором была отработана и другая методика (далее - методика 2), непосредственно учитывающая комплекс всех этих факторов. При этом вместо системы (2),(3) в качестве модели функционирования акселерометра инерционного типа в упругой системе планера самолёта в процессе формирования методики 2 использовано известное уравнение механики

F„ . 2 P(t)

т

т

(13)

для которого всякий раз отыскивается обратное решение, т.е. для каждой ]-ой гармонической составляющей зафиксированного датчиком процесса изменения перегрузки во времени, имеющей амплитуду уц, начальную фазу фц и частоту о^ 0 = 1.2, ..., N1), находятся соответствующие амплитуда и начальная фаза

гармоники, воздействовавшей на датчик и вызвавшей появление этой составляющей в записи самописца. В свою очередь постоянная составляющая анализируемой записи у0 трансформируется в постоянную 05Т. В (13) принята степенная зависимость обобщенной силы трения Р^ от скорости перемещения V чувствительного элемента датчика, имеющая вид

Ртр = Ь|УГ1У8ёпУ + С, (14)

где С - постоянная составляющая силы трения, имеющая место в случае, когда регистрация сигнала датчика на носителе информации осуществляется с использованием механического принципа (например, царапание), Ь и п - соответственно коэффициент и показатель степенной зависимости (14), в которой при подстановке в (13) вместо среднего V следует использовать обозначение у.

Из полученного автором (параллельно с Я.Г. Пановко) решения уравнения (13):

Ц = квуц, (15)

I 4Ь2у, 2"/2(и)

К =*гч(1-—)' + , , > (16)

У <и0 л-2 т2о)0

2-гпГг(")

т=-(17)

(л+1)Г(я)

(,о)02 -о/) 1%фХ1-2Уио, .

4>1=агс1&{-—-\ —"], (18)

К )+2Л<и

И= ''-—, (19)

я/и

О^уМ-, (20)

т

где кг - постоянный коэффициент, получаемый в процессе градуировки датчика, Г(п) - гамма-функция, величина т содержится в паспортных данных акселерометра, а для определения значений постоянных ю0, Ь, п и С применительно к прибору К3-63 в ГосНИИ ГА и филиале ЦАГИ с участием автора были разработаны специальные методики.

Акселерометр является линейной системой. В связи с этим использование принципа суперпозиции позволяет выявить действовавший на датчик процесс изменения ускорения (перегрузки) за счет суммирования его статической и гармонических составляющих, параметры которых получены с помощью (15) - (20), (14) на основе аналогичных характеристик, выявленных при анализе зарегистрированного процесса:

N

а = О5т + ХО;5т(с0,1-фА (21)

Колебательная система планера самолета и акселерометр инерционного

типа - типичные механические и консервативные системы, для которых потенциальная энергия в положении устойчивого равновесия является минимальной. В связи с этим амплитуды составляющих колебательного процесса должны подчиняться общей тенденции уменьшения с ростом частоты гармоник.

Нарушение этой тенденции для амплитудных смещений гармоник входного сигнала датчика, имеющих повышенные частоты, является признаком того, что в этой области частот задача выявления действовавшего на датчик колебательного процесса становится некорректной. Смысл некорректности заключается в том, что при малых погрешностях определения характеристик акселерометра со0, Ь, п, С погрешности параметров выявленных гармоник могут выводить получаемое с помощью (21) решение задачи за рамки физического смысла.

Поэтому очевидно, что составляющие действовавшего на датчик процесса, выявленные в результате решения некорректно поставленной задачи, должны быть исключены из дальнейшего рассмотрения, так как их совокупность не отражает реальную нагруженность конструкции, а представляет собой "шум", полученный вследствие ошибок, накапливающихся в процессе решения.

При этом исключение подобных составляющих можно производить лишь в том случае, когда уровень их амплитудных смещений оказывается ниже некоторого порогового значения. В качестве такого выбирается величина бА^3*, где А^ - максимальное из амплитуд смещений гармонических составляющих действовавшего на акселерометр процесса, а 8 - некоторый коэффициент. На основе проведенных автором исследований при решении практических задач следует принимать, что 5 = 0,02.

Оставшиеся после исключения "шума" гармоники действующего на датчик процесса, количество которых равно N1, должны быть проанализированы с точки зрения вклада каждой из них в нагруженность (деформацию) в месте установки средства измерения. Для этого предлагается специальный алгоритм. Он заключается в том, что указанные гармоники упорядочиваются по возрастанию вызываемого ими амплитудного смещения (деформации) в зоне крепления акселерометра Ак (к= 1,2,..., Ы). Рассчитывается сумма этих смещений Б, а также последовательно отношения к Б величин Б; 0 = 1,..., N1-1), где

^=1Ак. (22)

К=1

Гармоники, для которых величина Sj оказывается меньше некоторого малого порогового значения Д, очевидно оказывают незначимое влияние на суммарную нагруженность (деформации) в месте установки акселерометра. В связи с этим их также следует исключить из рассмотрения, т.е. при Б; < Д не учитываются составляющие с амплитудами Ак (к = 1,..., ]). На основе результатов исследований установлено, что величина А может быть принята равной А = 0,01.

В конечном счете действующий на акселерометр динамический процесс изменения ускорения во времени может быть восстановлен с помощью аналогичной (21) модели

N1

а = + £ Б1п (со ^ - Ф к), (23)

И+1

где Ок, га к, Ф к - параметры значимых для нагруженности составляющих процесса изменения ускорения с соответствующими характеристиками Ак.

На рис. 5 приведены результаты выявления на основе записи самописца КЗ-бЗ уточненного процесса изменения перегрузки во времени. При сопоставлении графиков отчетливо виден эффект учета погрешностей, связанных с амплитудными и фазовыми искажениями процесса при его регистрации акселерометром, а также ошибок, вносимых вибрационными составляющими.

Предложенный метод реализован в виде программы для ПК и проверен на практике при анализе около 80-и наиболее сложных и ответственных случаев динамического нагружения конструкции самолетов в эксплуатации при поса дочном ударе либо движении по ИВПП, в том числе и случаев, связанных с разрушением конструкции самолета.

Достоверность результатов использования этого метода была подтверждена данными расследования катастрофической грубой посадки самолета Ту-134А № 65766 в а/п Курумоч 20.10.86, когда оценки максимальной величины нормальной перегрузки в центре масс самолета за период посадочного удара

«.[с]

Рис. 5. Изменение перегрузки во времени при посадочном ударе 17.12.03 самолета Ту-134А №65697 в а/п Анапа: зафиксированное непосредственно самописцем К3-63 (сплошная тонкая линия); выявленное при анализе этой записи по описываемой методике (сплошная толстая линия)

и отсчитываемого от МПНПК времени, когда эта величина имела место, практически совпали с кроками и уровнем нагруженности, который по данным расчетов на прочность мог привести к соответствующим разрушениям основной силовой конструкции.

Рассмотренный методический подход может быть использован для уточнения реальной динамической нагруженности конструкции самолёта в месте установки акселерометра любых типов, если известны его амплитудочастотная (АЧХ) и фазочастотаая (ФЧХ) характеристики. Это очевидно, так как соотношения (16) и (18) являются аналитическим описанием соответствующих харак-теристак канала вертикальной перегрузки данного конкретного самописца КЗ-бЗ. Таким образом, при наличии указанных характеристик в (16) вместо радикала следует подставлять соответственные ординаты АЧХ, а фазовые сдвиги срк находить путём алгебраического сложения фигурирующих в (11) величин ср; с одноименными (для той же самой частоты со;) ординатами ФЧХ.

Этот же подход применяется и при анализе результатов, альтернативно заменяющего в последнее время дорогостоящие лётные испытания, теоретического детерминированного моделирования нагруженности основной силовой конструкции самолёта при посадочных ударах. Здесь моделирование позволяет получить данные об изменении во времени нагрузок на шасси, а также нормальной перегрузки в месте установки акселерометра ШБСРПИ. Далее, предложенный метод применяется при нахождении по информации о таком изменении нормальной перегрузки величины Дпукд, что является уже прямым решением уравнения (13).

На рис. 6 показано изменение во времени в процессе посадочного удара самолёта Ту-214 ряда показателей нагруженности: нормальная перегрузка в месте установки акселерометра АДИС-2-3 ШБСРПИ, т.е. МСРП-А-02 (сплошная толстая линия), перегрузки, максимальное значение которых равно пуш (прерывистая линия). Эти два показателя выявляются при указанном выше теоретическом детерминированном моделировании нагруженности; перегрузки, максимальная величина которых равна пуКд (сплошная тонкая линия)-этот показатель определяется в итоге решения прямой задачи. Взаимное расположение кривых на рис. 6 указывает, что акселерометр отслеживает реальное изменение нормальной перегрузки в месте его установки с некоторой задержкой в сотые доли секунды, а максимальное его показание пукд заметно выше величины пуш.

Таким образом, комплексное применение теоретического детерминированного моделирования нагруженности основной силовой конструкции самолёта при посадочных ударах и рассмотренного здесь решения задачи, обратной разбиравшейся ранее, позволяет подготовить массив данных для выявления соответствующих соотношений типа (2) и (3) при разработке критериев грубой посадки и оценки качества приземления самолетов определённого типа, ориентированных на использование методики достоверной оценки значений пуш по данным ШБСРПИ. С использованием этого подхода были обоснованы, сформированы и внедрены:

- критерии грубой посадки самолёта Ил-96-300;

- критерии грубой посадки самолётов тапа Ан-140;

- критерии грубой посадки самолётов типа Ту-154М (Б), базирующиеся на информации штатных бортовых систем МСРП-64;

- критерии грубой посадки (приземления) и грубого приводнения самолётов типа Бе-103;

- критерии грубой посадки самолётов типа Ил-76ТД с двигателями ПС-90А-76, базирующиеся на информации штатных бортовых систем МСРП-А-02.

Таким образом, в главе 3 автором предложен и отработан метод оценки в эксплуатации динамической нагруженности конструкции самолёта в месте установки акселерометра, учитывающий его индивидуальные характеристики.

Рис. 6. Изменение во времени характеристик нагруженности при посадочном ударе самолёта Ту-214 с массой 86,83 т, Уу = 3,05 м/с и 9 = 4° Этот метод заключается в разложении анализируемой записи акселерометра на гармонические составляющие, коррекции амплитуды и фазы каждой из них с учетом его характеристик, исключении из рассмотрения гармоник, оказывающих незначимое влияние на нагруженность конструкции. Основанная на этом методика апробирована автором при рассмотрении почти восьмидесяти наиболее сложных для анализа случаев посадочных ударов.

Использование описанного подхода при решении обратной задачи (выявление показаний акселерометра по известному процессу изменения перегрузки в месте его установки) позволило сформировать без проведения лётных испытаний критерии грубой посадки самолётов Ил-96-300, Ан-140, Ту-154М (Б) (на которых отсутствуют штатные бортовые самописцы К3-63), Бе-103, Ил-76ТД с двигателями ПС-90А-76.

В главе 4 разработаны расчётно-экспериментальных методы нормирования уровня неровностей аэродромного покрытия с учётом их комплексного воздействия на самолёт. Повышенный уровень неровностей аэродромных покрытий может оказывать существенное негативное влияние на ряд эксплуатационных характеристик ВС: темп расходования ресурса конструкции ВС, вибрационный комфорт экипажа, а также максимальные нагрузки, действующие на

ВС при наземных режимах движения.

В главе 1 указано, что полученные в нашей стране и за рубежом нормативы неровностей не были обоснованы в достаточно полной мере, т.е. с учетом комплексности влияния уровня неровностей аэродромных покрытий на процесс эксплуатации самолетов.

В связи с этим автором проведены работы в целях выявления оценок предельно допустимого уровня неровностей аэродромных покрытий ГА с учетом его соответствующего влияния на процессы эксплуатации среднего магистрального самолета (CMC) типа Ту-154Б-2 и ближнего магистрального самолета (БМС) типа Як-42.

Для получения исходной информации о подобном влиянии проведены летные испытания двух указанных самолётов, при этом каждый из них летал на пяти различных аэродромах, контрастно отличающихся друг от друга по уровню неровностей. В общей сложности каждым самолётом было выполнено 60 пробежек по ИВПП соответствующих аэродромов с варьированием его массы G [т], скорости V [км/ч] и центровки X [% САХ]. Было установлено, что

основными факторами, определяющими особенности воздействия неровностей на конструкцию самолёта, являются G, V, X, а также к и с - соответственно

показатель степени и коэффициент формулы неровностей вида (1) данной ИВПП, которые традиционно рассматриваются как обобщенные характеристики уровня неровностей данного аэродромного покрытия. Параметры с и к получают в результате обработки материалов обследования соответствующего продольного сечения данного покрытия либо методом геодезического нивелирования высот точек поверхности покрытия, либо с помощью спецтележки.

Спектральная плотность неровностей (далее - с.п.н.) поверхности аэродромного покрытия представляет собой распределение их дисперсии по соответствующим пространственным частотам. Очевидно, что с.н.п. имеет смысл только тогда, когда данный процесс изменения соответственных характеристик ровности вдоль обследуемой линии имеет постоянные дисперсию и математическое ожидание, т.е. когда этот процесс является стационарным.

Автором разработаны алгоритмы, использованные при проверке стационарности характеризующих поверхность покрытий процессов, получении оценок его с.п.н., а также параметров с и к формулы (1). Даны авторские рекомендации по выполнению конкретных расчётов, следование которым должно способствовать получению корректных результатов.

При проведении лётных исследований диапазон варьирования каждого из факторов G, V, X выбирался по возможности соответствующим имеющему

место в реальной эксплуатации машин данного типа, а именно для CMC G - от 70 до 98 т, V - от 90 до 200 км/ч, X - от 22 до 28 %САХ; в свою очередь для БМС эти диапазоны были подобраны следующим образом: G - от 42,15 до 53,8 т, V - от 20 до 190 км/ч, Xт - от 21 до 25 %САХ. При этом на

CMC (рядом с соответствующими цифрами в скобках - информация по БМС) отслеживались 17(15) параметров, наиболее характеризующих нагруженность

его конструкции (изгибающие моменты крыла, фюзеляжа, стабилизатора, усилия на стойки шасси и в мотораме, нормальная перегрузка в центре масс). Как наиболее значимое с точки зрения расходования ресурса конструкции машины и уровня комфорта экипажа рассматривалось также вертикальное ускорение а кресла пилота.

Обработка результатов лётных испытаний каждого самолёта включала получение информации в физических единицах в формате, воспринимаемом персональным компьютером, обработку отдельных режимов, обобщение и статистический анализ результатов обработки отдельных режимов. При этом вторичная обработка информации проводилась на ПК и с использованием интегрированного программного пакета "СПАД" (Случайных Процессов Анализ Диалоговый, автор Соболев П.М., г. Рига). В ходе обработки производилось устранение "сбоев" в ручном режиме с индивидуальным рассмотрением содержащих их участков, устранение некондиционных участков режима, приведение среднего уровня параметра в соответствие с теоретической величиной "нулевого" значения на стоянке, вычисление статистических характеристик процесса, выделение экстремумов, полных циклов, вычисление эквивалентных циклов и условной повреждаемости С, с использованием линейной гипотезы суммирования повреждений.

Для каждого из выбранных таким образом 18 параметров нагруженности СМС и 16 соответственных параметров БМС с использованием методов регрессионного анализа выявлялись статистические зависимости повреждаемости £р под воздействием какого-либо из соответствующих параметров силовой нагруженности (а также зависимость максимальной величины виброускорения амах) за единицу времени режима пробежки самолёта, характеризуемой значениями в, V, х , по ИВПП, продольные неровности поверхности которой в свою очередь характеризуются показателями с и к. Подобные зависимости типа:

4"Р = Ф(0,У, хг,с,к), (24)

в общем виде выглядят как полином второго порядка 1п А =Ь0 + ЬД+ Ь2У+ Ь,ХТ + Ь,с + Ь}к + ЬД1 + 67Г2 + 68Хг2 +

+ Ь,сг + Ъ10кг + ЬДУ+Ьп(}Тт + ЬДс + ЬиУТт + Ь1}Ус + (25)

+ Ь1йХтс + Ь„(Эк + ЬюУк + Ь„Хтк+ Ь20ск.

В (25) А - это либо либо амах, Ь0, Ь; (] = 1,2,..., 20) - коэффициенты, а

нормированные параметры б, К, Хг, с, к определялись по формуле (8), в которой в данном случае ! = 1, 2,...,5; П! = в, П2 = V, П3= X т, П4 = с,

П5 = к. Оценка значимости всех 18 для СМС и 16 для БМС выявленных соотношений методами дисперсионного анализа позволила сделать вывод о том, что все эти соотношения адекватно описывают исследуемые закономерности.

Полученные зависимости типа (25) были использованы для проведения расчетов значений спреД р [мм2м'"к], при которых для соответствующего сочета-

ния параметров к, G, V, Хт не будет превышена величина предельно допустимой повреждаемости конструкции ¿¡пред р (либо соответствующее значение виброускорения амахР). При этом был принят подход к выбору предельно допустимой повреждаемости конструкции самолета при наземных режимах движения, который сводится к оценке средней повреждаемости С, рассматриваемой зоны планера в условиях эксплуатации и СКО а; этой повреждаемости. Далее значение С, npea. р для данного элемента оценивались по соотношению

+ _ (26)

Для оценки фигурирующих в (26) величин С, и а; были использованы полученные в испытаниях данные по повреждаемости рассматривавшихся зон конструкции планера. Расчеты проводились для к, изменявшихся в диапазоне от 1,7 до 2,5 с шагом 0,1. Границы и шаги варьирования остальных четырёх параметров соотношений типа (24) были выбраны достаточно малыми, так что для каждого из рассматриваемых параметров нагружения CMC (БМС) рассчитывалось от 243 (405) до 9450 (21870) значений cnpeAp, т.е. в общей совокупности для CMC (БМС) было получено около 110000 (180000) таких оценок.

Далее для каждого показателя к из общего массива значений cnpMp, найденных с использованием соответствующего соотношения для А, отбирались минимальные величины спредрмт, имея виду, что при других сочетаниях независимых параметров движения самолёта подобные минимальные характеристики неровностей будут обуславливать повреждаемость заведомо меньшую, чем ¿Г пред р (либо воздействие виброускорения а, меньшего, чем амахР). Полученные таким образом для каждого из 18 параметров нагружения CMC, а также 16 параметров нагруженности БМС и значений к, равных 1,7, ... ,2,5 (т.е. наиболее интересных с практической точки зрения) увеличенные в сто раз для большей наглядности восприятия минимальные оценки спредРмш приведены соответственно в таблицах 1 и 2. Из таблиц следует, что величины сПреДр„,п как правило одного порядка, но для некоторых параметров нагружения они оказываются существенно ниже.

Это означает, что при выбранном подходе к назначению нормативов С пред р (амах Р) ориентация на соответствующее каждому из показателей к минимальное значение cMin „¡п приведет к ситуации, когда при движении самолета по аэродромному покрытию с нормированным таким образом приемлемым уровнем ровности многие, а то и большинство элементов его конструкции будут существенно недогружаться с точки зрения их усталостной прочности и вибрационного состояния, т.е. ресурсы либо вибрационная устойчивость этих элементов будут заведомо не использоваться. Такой подход нельзя признать целесообразным. С точки зрения оптимального использования запасов усталостной и вибрационной прочности конструкции самолета очевидны два предельных случая. Первый - это ориентация на минимальные значения параметров cMin „¡п, которая обрекает эксплуатацию на неэффективное использование возможностей самолетного парка с точки зрения ресурсов и вибрационной

Таблица 1

Увеличенные в сто раз расчетные оценки допустимых значений Спред.Рмт характеристики уровня неровностей аэродромного покрытия "с" с точки зрения обеспечения приемлемого уровня комфор-

та экипажа и темпа расходования ресурса конструкции СМС

№ п/п к Парам. 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5

1 а 620,8 594,4 567,9 541,5 515,1 488,6 462,2 435,8 409,4

2 304,6 268,5 232,5 196,4 160,3 124,3 88,22 52,16 16,09

3 М1г28РК 400,1 342,6 285,2 227,8 170,4 113,0 55,53 30,0 4,474

4 М1г215РК 606,3 524,5 442,6 360,7 278,8 196,9 115,1 33,17 2,678

5 М1г225РК 271,7 183,8 95,88 7,957 4,553 1,171 8,817 7,157 3,252

6 \izf30 2,031 119,1 108,9 89,06 57,53 25,99 67,98 57,76 47,53

7 \1ZF49 607,0 545,4 483,7 422,1 360,4 298,8 237,2 175,5 113,9

8 \1ZF60 595,2 559,9 524,5 489,2 453,9 418,5 383,2 347,9 312,5

9 МР1ШО 385,8 348,0 310,3 272,5 234,7 197,0 159,2 121,5 83,70

10 ЫУ 688,8 649,8 610,9 571,9 532,9 493,9 455,0 416,0 377,0

11 Рво 648,9 596,4 543,9 491,4 438,9 386,4 333,9 281,4 228,9

12 РХЬЕУ 607,2 491,7 365,6 194,7 151,0 138,6 - 40,22 0,4932

13 РХРй 141,5 143,2 144,3 145,1 145,7 146,1 142,9 123,7 107,7

14 РХЫОв 82,46 23,71 73,17 14,42 61,59 2,841 37,83 3,350 9,403

15 РУЬЕУ 549,0 453,5 369,4 296,6 235,1 184,8 145,9 118,3 102,1

16 РУРЯ 478,6 417,4 356,2 295,0 233,8 172,6 111,4 50,24 0,2733

17 РУЫОБ 580,5 527,6 474,6 421,6 368,6 315,6 262,7 209,7 156,7

18 иэззи 23,73 62,78 7,213 44,65 77,10 28,94 60,34 5,373 10,59

2,031 23,71 7,213 7,957 4,553 2,841 8,817 3,350 0,2733

Таблица 2

Увеличенные в сто раз расчетные оценки допустимых значений спред Рмт характеристики уровня неровностей аэродромного покрытия "с" с точки зрения обеспечения приемлемого уровня комфор-

та экипажа и темпа расходования ресурса конструкции БМС

№ п/п \к Парам. 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5

1 а 651,8 599,8 661,3 611,2 569,8 390,2 336,8 282,3 224,7

2 \1ZF22 345,0 293,9 233,5 218,6 159,0 158,4 148,8 - -

3 Ш£Ъ1 942,8 963,3 980,7 995,4 1001,0 1003,0 1002,0 1000,0 996,1

4 \1ZF49 1167,0 1240,0 1316,0 1396,0 1479,0 1564,0 1651,0 1740,0 1830,0

5 \1ZF58 228,6 168,6 127,8 95,92 74,9 64,31 39,16 33,18 31,23

6 МК23 403,2 192,9 1,503 11,55 - - - 61,43 12,89

7 \1IZST 606,8 505,7 404,6 305,0 209,0 152,9 53,35 18,12 -

8 ЫУ 189,1 145,5 115,9 94,56 78,48 66,85 58,18 50,19 39,87

9 Ш2С6 573,0 502,6 430,8 356,5 274,8 208,7 153,8 118,4 105,8

10 мгазю 537,4 456,5 372,7 280,5 180,2 241,5 160,7 178,9 41,05

11 РХЬЕУ 340,2 260,1 174,5 132,0 146,0 115,1 17,44 . -

12 РУРЯ 572,0 458,6 351,5 257,5 184,3 137,2 97,58 63,43 36,39

13 РУЬЕУ 536,0 469,7 408,5 350,9 298,2 247,0 200,3 187,7 111,5

14 РХРЯ 319,9 287,0 178,2 95,49 114,1 91,89 71,30 49,48 27,16

15 РУЬЮв 516,0 428,0 339,1 248,0 148,2 89,8 53,98 54,59 -

16 РХЫОБ 1538,0 - 62,82 95,66 100,2 83,41 62,12 35,44 -

Смт 189,1 145,5 1,503 11,55 74,9 64,31 17,44 18,12 12,89

прочности. Второй - допущение ситуации, когда при эксплуатации машин на аэродромном покрытии с приемлемым уровнем неровностей повреждаемость либо вибронагруженность практически всех наиболее важных с точки зрения прочности и виброкомфорта зон конструкции самолета будут превышать (или находиться на уровне) установленные ограничения. Очевидно, что оба эти случая не должны быть реализованы на практике по соображениям эффективности эксплуатации (первый) и обеспечения безопасности полетов (второй).

При рассмотрении подобных технических проблем с использованием вероятностных методов наиболее приемлемыми считаются решения, отклонения от которых равновероятны как в ту, так и в другую стороны, т.е. вероятность таких отклонений равна 50 %. Таким образом, целесообразно принять при установлении предельно допустимых в эксплуатации характеристик с неровностей аэродромного покрытия вероятность невыхода повреждаемостей (а также показателей вибрации), обуславливаемых всей совокупностью важных с точки зрения усталостной прочности и вибрационного состояния конструкции нагружающих факторов, за введенные ограничения, равной 50 %. Подобное решение оказывается "золотой серединой" между рассмотренными выше двумя предельно полярными подходами к нормированию коэффициентов с, в равной мере способствующим удовлетворению требований эффективности технической эксплуатации парка и обеспечения безопасности полетов.

По совокупностям значений спредршп, приведенных в таблицах 1 и 2, получены оценки параметров законов распределения спред р„;„. Для того, чтобы найти оценку, отвечающую определённой величине к, следует соответствующую колонку из 18-и (либо из 16-и применительно к БМС) величин спрсл рмш упорядочить по возрастанию её членов, а затем из полученной в результате последовательности определить среднее между 9-м и 10-м (8-м и 9-м применительно к БМС) числами. Найденные таким образом нормативные значения сдоп как для СМС так и для БМС даны соответственно в таблицах 3 и 4.

Установленные с использованием вероятностного подхода нормативы сдоп ровности эксплуатирующихся аэродромных покрытий существенно превышают аналогичные величины, приведенные на с. 8. Например, для к = 2 нормативные величины Сдоп, фигурирующие в таблицах 3 и 4, составляют 2,53^-2,84 вместо значения 0,96. Уточненные нормативы (далее - нормативы 1) позволяют обеспечить более эффективное использование заложенных в конструкцию самолетов ГА запасов усталостной прочности и надлежащий уровень безопасности полетов.

Учет влияния неровностей на темп расходования ресурса самолёта определяет необходимость оценки величины предельно допустимой в эксплуатации суммарной усталостной повреждаемости. Установление норматива предельной повреждаемости осложняется тем, что какова бы ни была усталостная повреждаемость конструкции самолета за один взлет (посадку, руление) по аэродромному покрытию она сама по себе не является препятствием к тому, чтобы подобное единичное применение было выполнено без ущерба для безопасности полетов. В то же время ясно, что применение самолета с аэродромно-

Таблица 3

Нормативы ровности поверхности аэродромных покрытий, на которых могут эксплуатироваться средние магистральные и более тяжёлые самолёты

к 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5

Сдоп 5,14 4,35 3,60 2,84 2,32 1,79 1,41 1,04 0,66

Таблица 4

Нормативы ровности поверхности аэродромных покрытий, на которых средние магистральные и более тяжёлые самолёты не эксплуатируются

к 1,7 1,8 1,9 2,0 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5

Сдоп 5,37 4,57 3,52 2,53 1,80 1,53 0,98 0,62 0,41

го покрытия не может быть безопасно осуществлено лишь в том случае, когда в процессе такого применения возможно действие на конструкцию самолета нагрузок, превышающих максимально допустимые в эксплуатации. Автором предложен метод нормирования характеристик ровности аэродромных покрытий исходя из критерия недопущения воздействия на планер указанных выше предельных эксплуатационных нагрузок (в том числе и вибрационных).

Подобное требование было учтено при разработке с учетом особенностей CMC расширенных по сравнению с приведенными выше нормативов ровности поверхности покрытий эксплуатирующихся ИВПП (далее - нормативы 2).

При проведении соответствующих исследований в качестве исходной информации были использованы материалы указанных выше летных испытаний CMC на пяти аэродромах ГА.

Для анализа были выбраны вертикальное ускорение а кресла пилота и 15 из 17 приведенных выше в табл. 1 параметров, т.е. как менее значимые не учитывались воздействия на самолёт нормальной и лобовой составляющих нагрузки на одну (левую) из двух основных стоек шасси.

Определяющие константы нормативов 2 находились с использованием подходов, применявшихся также и при формировании нормативов 1, т.е. с помощью статистических математических моделей. Эти модели описывают закономерности изменения Рмах в зависимости от основных характеристик перемещения самолета по аэродромному покрытию и неровностей его поверхности, где Рмах - максимальные за какой-либо режим движения по ИВПП CMC величины 16-и (15+1) упомянутых в предыдущем абзаце наиболее важных с точки зрения обеспечения прочности и приемлемой вибронагруженности конструкции планера параметров его нагружения. Выше в качестве таких основных характеристик были обоснованно выбраны пять независимых факторов G, V, Хт,сн к.

Таким образом, в общем виде использовавшиеся математические модели имеют вид (24), где в левой части вместо £ р следует поместить Рмах.

Конкретные математические эквиваленты обобщенного выражения типа (24), в конечном счете определены следующим образом:

- для параметра нагружения а

Рмлх = [ехр(Е) - BRAV] / ARAV, (27)

- для других перечисленных выше нагружающих факторов

Рмах = (Е - BRAV) / ARAV, (28)

где для нахождения величины Е используется функционал (25), в левой части которого In А соответственно следует заменить на Е, а с помощью ARAV и BRAV выделяется и компенсируется линейная часть систематической составляющей погрешности оцениваемых с помощью соотношений типа (27), (28) величин Рмах.

Эти соотношения были использованы далее для проведения расчётов значений cL, представляющих собой величины с, при которых для всевозможных сочетаний характеристик k , G, V, Хгне будет превышено соответствующее

значение Рмахэ предельно допустимой в эксплуатации величины каждого из рассматривавшихся параметров нагружения конструкции самолета.

Так, для самолёта Ту-154Б-2 значения Рмахэ были получены в результате расчётов на прочность конструкции самолета, а также (для а; Рмахэ = 0,4 g) приняты на основании материалов проведённых ранее исследований.

Расчёты проводились для к, изменявшихся в диапазоне от 1,7 до 4 с шагом 0,1. Границы и шаги варьирования остальных четырёх параметров соотношений типа (24) были выбраны достаточно малыми, так что для каждого из рассматриваемых параметров нагружения рассчитывалось от 24 до 22176 значений cL, что в общей совокупности составило более 300000 таких оценок.

Предварительный анализ относящихся к параметрам нагружения PYNOS (вертикальная нагрузка на носовую стойку шасси), MIZ225PR (изгибающий момент правой консоли крыла в сечении по 25-ой нервюре, измеренный на 2-ом лонжероне) и MZF60 (изгибающий момент фюзеляжа в сечении по 60-му шпангоуту) результатов этих расчётов показал, что эти параметры следует исключить из дальнейшего рассмотрения как в связи с некорректным функционированием измерительного канала параметра PYNOS, так и ввиду малой значимости MIZ225PR и MZF60 как характеристик нагруженности конструкции CMC при движении по неровностям поверхности покрытия ВПП.

В итоге выполненного специального метрологического оценивания показано, что рассогласование соответствующих результатов математического моделирования и выполненных в процессе лётных испытаний натурных измерений находится в пределах погрешностей этих измерений с гарантированной вероятностью 67+98 %. Таким образом следует считать, что математические модели вида (27), (28) (далее - модели) адекватно отражают закономерности максимального нагружения основных силовых элементов конструкции CMC при движении по неровностям ВПП и поэтому корректно использованы при отработке нормативов 2.

Далее для каждого из показателей к из общего массива значений cL, найденных с помощью каждой из моделей, отбирались минимальные величины CLMin> имея в виду, что при других сочетаниях независимых характеристик перемещения CMC по аэродромным покрытиям подобные минимальные параметры уровня неровностей будут обуславливать нагруженность, заведомо меньшую, чем Рмахэ- На рис. 7 и 8 приведены полученные таким образом для каждого из рассмотренных параметров нагружения зависимости минимальных оценок cLMin [мм2м1_ ] от к, определяющие предельно допустимый уровень характеристик неровностей аэродромного покрытия, гарантирующий недопущение превышения в процессе эксплуатации CMC сходного класса величинами этого параметра максимально допустимого значения РМ2Х\ На этих рисунках (а также на рис. 9) на оси ординат вместо cLwn либо пояснённого ниже параметра Сьмшмш использовано обобщающее обозначение "с". На этих рисунках также показан график аналогичной нормативной зависимости, заданной в табл. 3. По пятибалльной системе было принято, что предложенный за рубежом уровень ровности поверхности аэродромного покрытия, который не должен превышаться после завершения его строительства или капитального ремонта (реконструкции), соответствует критерию ровности R, равному 5. В то же время было решено, что фигурирующие в табл. 3 характеристики предельно-допустимого с точки зрения усталостной повреждаемости конструкции, вибраций, а также комфорта экипажа и пассажиров CMC уровня ровности отвечают критерию ровности R, равному 2. Очевидно, что в качестве параметров cLMjnMin отрабатываемых нормативов 2 следует принимать ординаты самых нижних из показанных на рис. 7 и 8 кривых, соответствующих тому или иному параметру нагружения. Полученная предельная граница cLMinMin = f(k) лежит, что и ожидалось, несколько выше нормативов, соответствующих критерию R = 2. При этом в области меньших к она совпадает с кривой cLMln = f(k), построенной с использованием математической модели, относящейся к параметру нагружения MIZ215PR (изгибающий момент правой консоли крыла в сечении по 15-ой нервюре, измеренный на 2-ом лонжероне), а далее - с подобной кривой для NY (нормальная перегрузка в центре масс самолёта). Таким образом, нормативы 2 оказываются полностью определёнными. В целях гармоничного сочетания данной нормативной границы с установленным пределом для критерия R = 2, этой границе был поставлен в соответствие критерий ровности R = 1.

Иными словами, если на графике с осями к (ось абсцисс) и с (ось ординат) точка, имеющая координаты, соответствующие характеристикам продольной ровности кис рассматриваемого покрытия ВПП (далее упоминается как просто точка), лежит на зависимости с = f(k), имеющей на рис. 7 и 8 вид утолщённой кривой, то критерий ровности этого покрытия R = 1. Соответственно, когда точка ложится выше указанной зависимости, критерий характеризуемой этой точкой ровности поверхности ВПП R < 1 (рассматриваемое покрытие не может считаться годным к эксплуатации на нём самолётов). В свою очередь попадание точки ниже кривой, соответствующей R = 1, либо далее на кривую с = f(k), заданную таблицей 3, означает, что рассматриваемое аэродромное покрытие имеет критерий ровности R < 2, т.е. ровность неудовлетворительная

Рис. 7. Зависимости сЬмь = № для нагружающих факторов а, М1г28ЬЕУ, М1228РЯ, М12215РЯ, МгИЗО, \1ZF49, МРЯОО, а также кривые сь = Дк), характеризующие критерии ровности, равные 5, 2 и 1

к

Рис. 8. Зависимости = А[к), относящиеся к параметрам нагружения ЫУ, РвО, РХРЯ, РХЫОБ, РУРЯ, иБЗЗи, а также нормативные кривые сь= ^к), соответствующие критериям ровности Я, равным 5 , 2, и 1

(либо R = 2). Далее, нахождение точки на самой нижней из приведенных на рис. 7 и 8 кривых (или в области ниже этой кривой) подразумевает, что критерий ровности соответствующей поверхности аэродромного покрытия R = 5 (или R < 5). Как очевидно из рис. 9, нахождению точки в каком-нибудь любом из сечений k = const, а также в области между графиками с = f(k), определяющими R, равные 5, 2 и 1, с помощью методов линейной интерполяции может быть поставлен в однозначное соответствие определенный критерий ровности рассматриваемого аэродромного покрытия 1 < R < 5. Кроме того, на рисунке 9 показаны кривые с = f(k) для промежуточных значений R, изменяющихся от 2 до 5 с шагом 0,5, нанесены точки, характеризующие уровень ровности поверхности покрытий ИВПП в 47-и продольных сечениях гражданских аэродромов СНГ (имеют вид звездочек) и помеченные квадратами 3 точки, относящиеся к подобным сечениям аэропортов Сан-Франциско (2 квадрата в области к = 2,3) и Анкоридж. По представленным на рис. 9 данным средний критерий ровности ИВПП в СНГ 4,02, а с учётом трёх указанных американских аэродромов он составляет 4,05. Аналогичные приведенным на рис. 9 градации с = f(k) для различных R применительно к аэродромным покрытиям, на которых средние магистральные и более тяжёлые самолёты не эксплуатируются, показаны на рис. 10, где координаты основных точек самой верхней кривой (R = 2) даны в таблице 4.

Итак, в главе 4 автором:

- обоснованы и сформированы нормативы уровня ровности поверхности аэродромных покрытий ГА, учитывающие его комплексное воздействие на темп расходования ресурса конструкции самолётов, а также вибрационный комфорт экипажа и пассажиров; эти нормативы при активном участии автора утверждены Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации и введены в действие Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к Нормам годности к эксплуатации гражданских аэродромов (НГЭА), а также Поправки 5 к Методам определения соответствия (МОС) НГЭА.

- обоснованы и определёны расширенные нормативы ровности поверхности искусственных покрытий ВПП аэродромов ГА, на которых эксплуатируются средние магистральные и более тяжёлые самолёты; при превышении этих нормативов использование покрытия не допускается исходя из критерия предельно допустимой нагруженности конструкции самолёта; они утверждены Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации и введены в действие Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к НГЭА.

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ

1 Задача разработки надлежащим образом обоснованных и метрологически аттестованных методик уточненной оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полетной ин-

\

. ЯгЗ1 / \...... \

Я=3,6 Т Я=1 /

К =4, б Ж ж Р.=2 Л

К=б -ж— —ж-

1,7 1,8 1,9 2 2,1 2,2 2,3 2,4 2,6 2,6 2,7 2,8 2,9 3 3,1

к

Рис. 9. Характеристики ровности поверхности покрытий ИВПП аэродромов ГА, на которых эксплуатируются средние магистральные и более тяжёлые самолёты

1

х

\

\

К=4 - \ ^зЖ , РЧ=2,5 N

Р=4,5 Р*=5 Я=2

1,7 1,8 1,9 2 2,1 2,2 2,3 2,4 2,5 2,6 2,7 2.8 2,9 3 3.1

к

Рис. 10. Характеристики ровности поверхности покрытий ИВПП аэродромов ГА, на которых средние магистральные и более тяжёлые самолёты не эксплуатируются

формации, а также ориентированных на использование подобных методик критериев грубой посадки и оценки качества приземления самолетов актуальна.

2 При имевших место ранее попытках нормирования уровней ровности поверхностей аэродромных покрытий принималась во внимание лишь устало-

стная повреждаемость отдельных зон конструкции транспортных самолетов. Сформированные таким образом критерии ровности не учитывали как повреждаемость многих наиболее критичных с точки зрения усталостной прочности зон конструкции самолетов различных типов, так и влияние неровностей на уровни комфорта экипажа, пассажиров и максимальных нагрузок, действующих в подобных зонах, при наземных режимах движения самолетов. В связи с этим рассмотренные критерии официально никогда не вводились для аэродромов СССР либо РФ. Исходя из этого, актуальна задача выявить и установить в качестве общепринятых ограничений допустимые уровни неровностей поверхности аэродромного покрытия с учетом комплексного воздействия этих неровностей на конструкцию широко эксплуатируемых отечественных самолетов.

3 Предложен метод для разработки оперативной методики уточнённой оценки максимальной из имевших место в процессе посадочного удара нормальной перегрузки в центре масс самолёта по показаниям штатных бортовых средств регистрации полётной информации. Этот подход предусматривает выявление при разработке методики для самолёта каждого конкретного типа двух зависимостей (уравнений), которые в данном отдельном случае анализируемого посадочного удара содержат две неизвестные величины: максимальное из имевших место в процессе этого удара приращение нормальной перегрузки в самолётном центре масс и его вертикальная скорость в момент полета, непосредственно предшествующий касанию ВПП.

4 Разработана математическая модель "Оценка максимальной посадочной шассийной нормальной перегрузки (пу) самолета" с целью получения с использованием метода машинного моделирования первой из указанных в п. 3 зависимостей, описывающей соответствующие особенности самолета конкретного типа. Достоверность выдаваемых этой моделью результатов продемонстрирована в том числе путём их сопоставления с соответствующими данными расчётов с помощью модели ЦАГИ, использовавшейся при сертификации самолета Ту-204.

5 Отработан методический подход, применённый далее для выявления по результатам лётных испытаний второй из упомянутых в п. 3 зависимостей, отслеживающей закономерности функционирования при посадочных ударах в основной силовой конструкции самолёта канала регистрации нормальной перегрузки штатной бортовой системой. Для корректного описания этих закономерностей использовано статистическое моделирование с помощью глубоко модифицированного линейного регрессионного анализа.

6 Отработан и далее успешно применен метод коррекции результатов моделирования, компенсирующий линейную составляющую их систематической погрешности.

7 Установлен конкретный вид зависимостей, указанных в п. 3, применительно к самолётам типа Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ил-62, Ил-76, Ил-86, Ту-134, Ту-154, Як-40, Як-42, Л-410УВП. Все эти зависимости использованы далее при отработке ведённых в действие в 1984 г. Указанием МГА "Методических рекомендаций и уточненных критериев оперативной оценки величины пе-

регрузок при приземлении самолетов", а затем адаптированной с целью замены текстовых документов возможностями работы на персональном компьютере (ПК) и введённой в действие в 1993 г. Указанием Департамента воздушного транспорта Минтранса РФ второй редакции этих Методических рекомендаций. В настоящее время она видоизменена для обеспечения функционирования на ПК с операционной системой Windows.

8 Предложен и отработан метод оценки в эксплуатации динамической нагруженности конструкции самолёта в месте установки акселерометра, учитывающий его индивидуальные характеристики; этот метод заключается в разложении анализируемой записи акселерометра на гармонические составляющие, коррекции амплитуды и фазы каждой из них с учетом его соответствующих характеристик, исключения из рассмотрения гармоник, оказывающих незначимое влияние на нагруженность конструкции, формировании процесса её реального нагружения путём синтеза остающихся скорректированных составляющих.

9 Методика, разработанная с использованием указанного в п. 8 метода, прошла апробацию в течение четверти века в процессе рассмотрения почта восьмидесяти наиболее сложных для анализа имевших место при эксплуатации отечественных самолётов случаев посадочных ударов.

10 Использование описанного подхода при решении обратной задачи (выявление показаний акселерометра по известному процессу изменения перегрузки в месте его установки) позволило сформировать без проведения дорогостоящих лётных испытаний критерии грубой посадки самолётов Ил-96-300, Ан-140, Ту-154М (Б) (на которых отсутствуют штатные бортовые самописцы K3-63), Бе-103, Ил-76ТД с двигателями ПС-90А-76.

11В результате обработки материалов соответствующих лётных испытаний получены пятьдесят статистических математических моделей, адекватно описывающих зависимости максимального виброускорения, а также усталостной повреждаемости, вносимой в единицу времени режима пробежки в конструкцию самолёта каким-либо нагружающим фактором, либо его максимальной величины за этот режим от параметров (масса самолёта, скорость, центровка) его и формулы неровностей поверхноста анализируемого аэродромного покрытия. С использованием этих математических моделей проведены расчёты для обоснования нормативов ровности поверхноста аэродромных покрытий.

12 Обоснованы и сформированы приемлемые нормативы уровня ровности поверхности аэродромных покрытой ГА, учитывающие его комплексное воздействие на темп расходования ресурса конструкции самолётов, а также вибрационный комфорт экипажа и пассажиров. Установлено некоторое отличие этих нормативов для аэродромных покрытий, на которых эксплуатируются средние магистральные и более тяжёлые самолёты, от соответствующих пределов для покрытой, на которых средние магистральные и более тяжёлые самолёты не эксплуатируются. Эти нормативы утверждены Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации в 1992 г. и введены в действие в 1994 г. Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к Нормам годности к эксплуатации гражданских аэродромов

(НГЭА), а также Поправки 5 к Методам определения соответствия (МОС) НГЭА.

13 Обоснованы и определены расширенные нормативы ровности поверхности искусственных покрытий ВПП аэродромов ГА, на которых эксплуатируются средние магистральные и более тяжёлые самолёты. При превышении этих нормативов использование соответствующего покрытия не допускается исходя из критерия предельно допустимой нагруженности конструкции самолёта. Эти нормативы утверждены Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта Российской Федерации в 1994 г. и введены в действие в 1994 г. Межгосударственным авиационным комитетом в виде Поправки 16 к Нормам годности к эксплуатации гражданских аэродромов.

Основные результаты диссертационной работы содержатся в следующих публикациях:

Публикации в изданиях, рекомендованных ВАК Министерства образования и науки Российской Федерации:

1 Баринов, В.Д. Сравнительный анализ результатов математического моделирования нагруженности конструкции самолета Ту-204 при посадочных ударах [Текст] / В.Д. Баринов, В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности.- 2003.- №60.-С. 98-104.

2 Филиппов, В.П. Методические подходы к обоснованию возможности эксплуатации транспортных самолетов на ИВПП с отступлениями характеристик продольного профиля поверхности покрытия от нормативных требований [Текст] / В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА. Сер. Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов,-2006,- № 99.- С. 69-74.

3 Алакоз, A.B. Особенности разработки и обоснования расширенных нормативов ровности поверхности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП аэропортов ГА [Текст] / A.B. Алакоз, В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА. Сер. Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов.- 2006.-№ 99. - С. 130-134.

4 Филиппов, В.П. Обоснование и разработка единых нормативов ровности поверхности аэродромных покрытий [Текст] / В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА.- 2011,- № 173,- С. 174-179.

5 Филиппов, В.П. Определение приращений вертикальной перегрузки воздушных судов при посадке на базе энергетического баланса [Текст] / В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА,- 2013,- № 187.- С. 128-132.

6 Филиппов, В.П. Нормирование уровня ровности аэродромных покрытий с учётом его комплексного влияния на средний магистральный самолёт [Текст] / В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА.- 2013.- № 187,- С. 133-139.

7 Филиппов, В.П. Опытные и теоретические характеристики спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия [Текст] / В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА,- 2013. - № 197,- С. 137-140.

8 Дапецкий, C.B. Оценка динамической нагруженности конструкции самолета в эксплуатации с учетом характеристик акселерометра инерционного

типа [Текст] / C.B. Далецкий, В.П. Филиппов // Научн. вест. МГТУ ГА.-2013. -№ 197.-С. 141-145.

9 Сравнительная оценка с использованием математического моделирования нагруженности шасси пассажирских самолетов при движении по неровностям ВПП [Текст] / В.П. Филиппов, И.А. Головня, Е.Ф. Жариков, В.В. Митрахович // Инновации и инвестиции. - 2013. - № 2. - С. 190-192.

10 Филиппов, В.П. Обоснование выбора вида аппроксимирующей функции для зависимости спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия от их пространственной частоты [Текст] / В.П. Филиппов // Инновации и инвестации,- 2013. - № 4. - С. 190-192.

Научные публикации в других изданиях:

11 Якобсон, И.В. Оценка вертикальной перегрузки при приземлении пассажирского самолёта [Текст] / И.В. Якобсон, В.П. Филиппов, С.И. Теркин // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1981.- Вып. 202. - С. 61-62.

12 Методические вопросы использования перегрузки в центре тяжести для оценки нагруженности конструкции самолёта на посадке [Текст] / К.З. Караев, K.M. Кулик, В.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав,- М., 1983. - Вып. 219. - С. 72-77.

13 Модель ударного нагружения конструкции типа планер самолёта [Текст] / А.З. Бастаджан, М.Г. Рапохин, Г.И. Страхов, Л.А. Турчинский, В.П. Филиппов // Динамика и механика поврежденных авиационных конструкций: межвуз. сб. науч. Трудов / Моск. ин-т инж. гр. ав. - 1983.- С. 5-10.

14 Кобцев, А.Н. Исследование динамической нагруженности конструкции планера самолёта Ту-134А при симметричной посадке [Текст] /

A.Н. Кобцев, В.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав,- М., 1984,- Вып. 227. - С. 64-74.

15 Караев, К.З. Оценка вертикальной перегрузки при приземлении самолёта по данным штатных систем регистрации полётаой информации [Текст] / К.З. Караев, В.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав,- М., 1985,- Вып. 233.- С. 66-69.

16 Филиппов, В.П. Разработка и оптимизация статистической модели регистрации перегрузки при приземлении самолёта Л-410УВП бортовым самописцем [Текст] / В.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1985,- Вып. 233,- С. 70-73.

17 Филиппов, В.П. Определение приращений вертикальной перегрузки воздушных судов при посадке на базе энергетического баланса [Текст] /

B.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1985.- Вып. 243.-С. 59-64.

18 Филиппов, В.П. Оценка допустимого уровня вертикальной посадочной перегрузки среднего магистрального самолёта [Текст] /

В.П. Филиппов, Ю.В. Шашелов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав,- М., 1986,- Вып. 258,- С. 93-98.

19 Перегрузка в центре масс самолета при посадочном ударе как критерий эксплуатационного контроля нагруженности конструкции [Текст] / A.B. Алакоз, И.А. Гапеев, К.З. Караев, Ю.М. Парамонов, В.П. Филиппов // Со-

вершенствование методов технической эксплуатации летательных аппаратов: сб. науч. тр. / Рижский ин-т инж. гр. ав. - Рига, 1986.- С. 52-56.

20 Филиппов, В.П. Оценка динамической нагруженности конструкции самолёта с учётом характеристик акселерометра инерционного типа [Текст] / В.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав. - М., 1989,- Вып. 282.-С. 75-82.

21 Филиппов, В.П. Методические подходы к обоснованию с точки зрения обеспечения прочности самолётов отступлений от требований НГЭА СССР в части предельно допустимых продольных уклонов ВПП [Текст]./

B.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав,- М., 1989,- Вып. 292.-

C. 66-72.

22 Оценка вероятности непревышения параметрами нагруженности конструкции самолёта предельно допустимых для наземных режимов эксплуатации уровней как один из критериев пригодности покрытия ВПП [Текст] / В.П. Филиппов, Е.Ф. Орлов, К.З. Караев, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1991.- Вып. 297.- С. 41-45.

23 Алакоз, A.B. Закономерности регистрации штатным бортовым самописцем K3-63 возникающих при наездах на неровности ИВПП перегрузок в центре масс самолётов типа Ил-76 и Ан-12 [Текст] / A.B. Алакоз, A.A. Волков,

B.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1991,- Вып. 300.-

C. 33-40.

24 Караев, К.З. Статистические методы анализа нагруженности самолётных конструкций для оценки воздействия неровностей аэродромных покрытий [Текст] / К.З. Караев, В.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.-М., 1991.- Вып. 302,-С. 23-31.

25 Сравнительный анализ различных методов оценки характеристик неровностей аэродромных покрытий [Текст] / К.З. Караев, C.B. Прокопьев,

B.П. Филиппов, И.В. Якобсон // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1991,-Вып. 302,- С. 31-36.

26 Нормирование уровня неровностей аэродромных покрытий с учётом его комплексного воздействия на средний магистральный самолёт [Текст] /

C.Ю. Аверина, A.B. Алакоз, К.З. Караев, В.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1993.- Вып. 304,- С. 23-36.

27 Филиппов, В.П. Обоснование выбора вида аппроксимирующей функции для зависимости спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия от их пространственной частоты [Текст] / В.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр. ав.- М., 1994.- Вып. 306.- С. 3-9.

28 Особенности разработки и обоснования единых нормативов ровности поверхности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП [Текст] / С.Ю. Аверина, A.B. Алакоз, А.П. Виноградов, Б.Т. Галкин, К.З. Караев,

B.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед.ин-та гр. ав.- М., 1994.- Вып. 306.-

C. 16-36.

29 Алакоз, A.B. Динамическая нагруженность шасси самолёта по данным штатных бортовых регистраторов [Текст] / A.B. Алакоз, В.П. Филиппов // Труды Гос. науч.-исслед. ин-та гр.ав,-М., 1995.-Вып. 307.-С. 48-57.

30 Особенности разработки и обоснования расширенных нормативов ровности искусственных покрытий эксплуатирующихся ВПП аэропортов ГА [Текст] / С.Ю. Аверина, A.B. Алакоз, А.П. Виноградов, Б.Т. Галкин, Г.А. Панкова, В.П. Филиппов // Экспериментальное оборудование и сертификация авиационной техники: тезисы докл. междунар. конфер. / Центр, аэрогидродинамический ин-т. - Жуковский, 1995.- С. 32.

31 Система периодического контроля уровня ровности поверхности покрытий ИВПП аэропортов СНГ [Текст] / В.П.Филиппов, A.B. Алакоз, А.П. Виноградов, Б.Т. Галкин, К.З. Караев // Плавность хода экологически чистых автомобилей в различных дорожных условиях и летательных аппаратов при приземлении и торможении: тезисы докл. Первой межд. науч.-метод. и науч.-исслед. конфер. / Моск. автодор. ин-т.- М., -1997,- С. 20-23.

32 Филиппов, В. Ошибка, величина которой давно установлена [Текст] /

B. Филиппов, А. Алакоз // Авиаглобус. - 2003. -№ 11. - С. 34; № 12. - С. 34-35.

33 Филиппов, В.П. Результаты проверки корректности известного соотношения между характеристиками спектральной плотности неровностей поверхности искусственного аэродромного покрытия и максимальным просветом между ней и трёхметровой рейкой [Текст] / В.П. Филиппов // Гр. ав. на совр. этапе разв. науки, техники и общества: тезисы докл. междунар. науч.-техн. конфер., поев. 35-летию со дня осн. Университета / Моск. гос. техн. ун-т гр. ав. - М„ 2006,- С. 48-49.

34 Филиппов, В.П. Методические особенности разработки критериев грубого приземления и грубого приводнения самолёта-амфибии Бе-103 по допустимой нагруженности конструкции [Текст] / В.П. Филиппов // Гр. ав. на совр. этапе разв. науки, техники и общества: тезисы докл. междунар. науч.-техн. конфер., поев. 35-летию со дня осн. Университета / Моск. гос. техн. ун-т гр. ав. - М., 2006.- С. 49.

35 Филиппов, В.П. Нагруженность конструкции самолётов при наземных режимах эксплуатации [Текст] / В.П. Филиппов // Авиаглобус. — 2007. - № 7,-

C. 10-11.

36 Филиппов, В.П. Обоснование выбора вида аппроксимирующей функции для зависимости спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия от их пространственной частоты [Текст] / В.П. Филиппов // XXXXII Всеросс. симпоз. "Механика и процессьг управления": материалы. - М., 2012.-С. 73-78.

37 Филиппов, В.П. Математическое моделирование нагруженности шасси пассажирских самолетов при пробеге после посадки [Текст] / В.П. Филиппов // Гр. ав. на совр. этапе разв. науки, техники и общества: тезисы докл. междунар. науч.-техн. конфер., поев. 90-летию гр. ав. / Моск. гос. техн. ун-т гр. ав. - М., 2013.- С. 21.

38 Далецкий, C.B. Опытные и теоретические характеристики спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия [Текст] / C.B. Далецкий, В.П. Филиппов // Гр. ав. на совр. этапе разв. науки, техники и общества: тезисы докл. междунар. науч.-техн. конфер., поев. 90-летию гр. ав. / Моск. гос. техн. ун-т гр. ав. - М., 2013.- С. 23.

Подписано в печать: 18.10.2013 Тираж: 100 экз. Заказ № 993 Отпечатано в типографии «Реглет» г. Москва, Ленинградский проспект д.74 (495)790-47-77 www.reglet.ru