Введение

1 Обзор и обоснование 7

1.1 Диагностирование основных объектов летательного аппарата 10

1. 1. 1 Методы диагностики элементов конструкции планера 10

1. 1.2 Техническое диагностирование авиационных двигателей 24

1.1. 2. 1 Авиационный газотурбинный двигатель как объект диагностирования 24

1.1. 2. 2 Методы и средства технического диагностирования ГТД 26

1. 1.3 Методы и средства диагностирования систем летательных аппаратов и их агрегатов 43

1.1.3.1 Методы диагностирования гидравлической системы и ее агрегатов 43

2 Системы летательного аппарата как объекты диагности рования

2.1 Общие сведения 56

2.2 Контроль работы масляной системы 59

2. 3 Ограничения масляной системы 59

2.4 Неисправности масляной системы 60

2.5 Технология обслуживания масляной системы 61

3 Разработка методики распознавания неисправностей систем и агре гатов летательных аппаратов

3. 1 Методы распознавания в технической диагностике 63

3. 1. 1 Вероятностные методы распознавания 66

3.1.1.1 МетодБайеса 66

3. 1. 1.2 Метод статистических решений 68

3.1.1.2.1 Метод минимального риска 70

3.1.1.2.2 Метод минимакса 71

3. 1. 1. 2. 3 Метод Неймана-Пирсона 71

3. 1. 2 Детерминистические методы распознавания 71

3. 1. 2 .1 Линейные методы Методы стохастической аппроксимации 73

3. 1. 2. 2 Метрические методы распознавания 76

3. 1. 2. 3 Логические методы 77

3.1. 2.4 Распознавание кривых 77

3. 1. 2. 4. 1 Оценка неслучайных отклонений по контрольным уровням 77

3. 1. 2. 4, 2 Оценка текущего значения параметра 79

3. 1. 2. 4. 3 Сглаживание кривых 79

3. 2 Методика расчета 81

3. 2. 1 Применение обобщенной формулы Байеса для определения неисправного состояния 81

3. 2. 2 Определение вариантов и условий расчета 87

3.2. 3 Вывод расчетных выражений 90

4 Реализация методики распознавания неисправностей

4. 1 Определение условий расчета неисправных состояний масляной системы 136

4. 2 Признаки и неисправные состояния масляной системы 137

4. 3 Расчет и определение неисправностей масляной системы двигателя Д-ЗОКУ-154 145

4.3. 1 Определение вариантов расчета неисправных состояний масляной системы 157

4. 4 Основные результаты и выводы по работе 209

Заключение 211

Библиографическое описание 213

Введение к работе

Летательные аппараты (ЛА) являются одной из самых сложных технических систем, создаваемых и использующихся человеком. Но как любое техническое изделие, ЛА имеют свойство отказывать, то есть прерывать процесс функционирования, а это снижает безопасность полетов.

Устранить отказ или неисправность можно, но, не выявив и не устранив причину их вызывающую, нельзя гарантировать надежность. Причину можно определить по проявляющимся признакам (последствиям).

Если есть один признак, то он явно указывает на неисправный элемент, агрегат или изделие. Намного сложнее, когда неисправность проявляется несколькими признаками. В этом случае, даже высоко квалифицированный специалист не всегда способен определить причину неисправности. Требуется дополнительная проверка, контроль, время и материальные затраты. Проблемы, связанные с определением причины неисправности можно разрешить, используя методы распознавания. Рассчитанные и построенные на их основе модели, таблицы, графики, позволят сократить время на отыскание причины отказа или неисправности и снизить материальные затраты.

Цель работы

Повышение надежности и летной годности летательных аппаратов, путем разработки внедрения методов распознавания неисправных состояний агрегатов, изделий и систем.

Задачи исследования

Сбор и анализ статистического материала о неисправных состояниях систем ЛА.

Анализ и определение возможности применения метода Байеса к неисправным состояниям агрегатов, изделий и систем ЛА.

Определение возможных вариантов расчета вероятности появления неисправных состояний при проявлении различных сочетаний признаков неисправностей.

Определение условий реализации математической модели определения неисправных состояний при проявлении различных сочетаний признаков.

Разработка методики определения неисправных состояний агрегатов, изделий и систем ЛА, с использованием метода Байеса.

Применение разработанной методики в практической деятельности при техническом обслуживании и ремонте ЛА.

Объектом исследования является агрегаты, изделия и системы авиационной техники в неисправных состояниях.

Предметом исследования является функциональные связи агрегатов, изделий, систем ЛА и математическая модель поиска неисправностей, основанная на методе Байеса.

Научная новизна диссертационной работы заключается:

В решении задачи поиска неисправных состояний агрегатов, изделий и систем ЛА с использованием вероятностного метода распознавания -метода Байеса.

В обосновании условий построения математической модели вероятности появления неисправных состояний агрегатов и систем ЛА.

В разработке математической модели для вероятности появления того или иного неисправного состояния агрегатов и систем ЛА, с использованием метода Байеса.

В разработке методики определения неисправных состояний конкретных систем ЛА.

В разработке методики представления результатов расчетов диагностирования неисправного состояния агрегатов и систем в виде, удобном для использования в процессе технической эксплуатации авиационной техники.

Практическая ценность работы заключается в том, что:

1. Использование методики определения неисправных состояний ЛА
с применением вероятностного метода Байеса, позволяет сокращать время
и затраты при проведении работ по восстановлению надежности ЛА и
обеспечению безопасности полетов.

2. Разработанная методика определения неисправных состояний
авиационной техники, применима к любым системам всех типов самолетов
и вертолетов.

Применение методики на новых типах ЛА, в период их освоения, когда еще не накоплен опыт технической эксплуатации, даст возможность ускорить процесс восстановления надежности.

Разработанные методики и математическая модель, дают возможность группам надежности и технической диагностики авиакомпаний самостоятельно использовать их при выполнении работ по восстановлению надежности ЛА.

Авиационный газотурбинный двигатель как объект диагностирования

Авиационный двигатель является наиболее сложным и ответственным изделием AT. Отказ двигателя приводит к сложной ситуации в полете, а возможно, и к тяжелым последствиям. Поэтому авиационному двигателю уделяется особое внимание в технической диагностике.

Диагностика авиационных ГТД базируется на общей теории технической диагностики и ее развитие неразрывно связано с прогрессом в авиадвигателестроении и совершенствованием системы эксплуатации ЛА. За последние годы развития авиации значение технической диагностики авиационных ГТД значительно возросло в связи: с поступлением в эксплуатацию более сложных в изготовлении и применении авиационных ГТД с большими тяговооруженностью и ресурсом, с повышенными требованиями к надежности; с необходимостью выявлением неисправностей на ранней стадии их развития с целью предотвращения отказов в полете; с затруднением быстро находить неисправности без применения специальных методов и средств диагностирования; с переходом на прогрессивные методы технического обслуживания и ремонта.

Авиационный ГТД характеризуется наличием взаимодействующих многих сложных систем: компрессора, камеры сгорания, турбины, топли-ворегулирующей аппаратуры, систем смазки, суфлирования, запуска, отбора воздуха, управления поворотом лопаток спрямляющих аппаратов и т. д. Поэтому оценка технического состояния ГТД возможна на основании измерения и анализа параметров этих систем и параметров, отражающих взаимосвязь между системами. Опыт эксплуатации показывает, что для диагностирования современного ГТД глубиной до узла необходимо измерить и специально обработать до 1000 параметров. Трудности выбора параметров для диагностирования состоят в том, что каждому режиму работы двигателя соответствуют свои параметры. Это объясняется динамикой взаимодействия газовых потоков в проточной части двигателя и вращающихся масс роторов, тепловой инерционностью двигателя. Основные неисправные состояния авиационных ГТД. Неисправные состояния ГТД приводятся по его основным узлам.

Компрессор! абразивный и эрозийный износ лопаток и проточной части, повреждение лопаток посторонними предметами и помпаж компрессора, обрыв лопаток из-за появления усталостных трещин.

Камера сгорания: прогар жаровой трубы и корпуса камеры сгорания, деформация и трещины жаровой трубы и корпуса камеры сгорания из-за неравномерного распределения поля температур.

Газовая турбина: вытяжка рабочих лопаток турбины вследствие воздействия на них центробежных сил в условиях высокой температуры; об-горание или перегрев сопловых и рабочих лопаток из-за нарушения процесса сгорания топлива; обрыв или разрушение рабочих лопаток из-за превышения температуры газов или неправильной эксплуатации (останов двигателя без предварительного охлаждения на пониженных режимах), повышенной вибрации ГТД; усталостные или термические трещины на пере и хвостовиках лопаток.

Подшипники опор ротора двигателя: конструктивно - производственных причин, масляного голодания, попадания посторонних частиц на дорожки качения, повышенных вибраций двигателя, перегрева или усталостных разрушений.

Масляная и топливная системы двигателя: появление стружки в масле из-за разрушения деталей двигателя; большой расход масла из-за внешних утечек, износа уплотнительных колец и втулок; падение и колебание давления масла в результате разрегулировки и выхода из строя маслонасо-сов, редукционных клапанов и т. д.; перегрев масла в результате отказа агрегатов системы: радиаторов, насосов; внешняя негерметичность соединений; разрушение крыльчатки и подшипников подкачивающего насоса, Методы и средства технического диагностирования ГТД

В настоящее время для диагностирования ГТД применяются различные методы ТД, использующие множество различных по своей природе диагностических сигналов. Методы технической диагностики ГДТ представлены на рисунке 1.4.

Виброакустическая диагностика ГТД. При работе ГТД все его детали, узлы и агрегаты совершают вынужденные и резонансные колебания. Эти колебания зависят от величины и характера возмущающих сил, их частот, от упруго-массовых характеристик элементов конструкции двигателя, которые, в свою очередь, зависят от ряда конструктивных, технологических и эксплуатационных факторов.

Технология обслуживания масляной системы

К неисправностям масляной системы относятся: а) отклонения параметров маслосистемы от нормы; б) наличие стружки на фильтрующих элементах основного мас ляного фильтра; в) наличие стружки на фильтре фильтра-сигнализатора; г) наличие стружки на магнитных пробках. 2 К неисправностям по отклонению параметров маслосистемы от нормы относятся: а) Мало давление масла (на режиме малого газа - менее 2,5 кгс/см, на остальных режимах - менее 3,5 кгс/см2). б) Утечка масла из маслобака в двигатель на стоянке (более 1 кг в су тки). в) Повышение уровня масла в маслобаке выше 33±1 кг (попадание топлива в масляную систему). 3 К неисправностям фильтра-сигнализатора относятся: а) Отсутствие сигнала - табло «СТРУЖКА В МАСЛЕ» не го рит. При осмотре фильтра во время проведения регламентных работ обнаружена стружка. б) Ложный сигнал - табло «СТРУЖКА В МАСЛЕ» горит. При осмотре фильтра стружка не обнаружена. 1 Слив масла из системы Слив масла из масляной системы производится в следующих случаях: -при консервации масляной и топливной систем, если масло в двигателе не соответствует нормам; -при замене агрегатов масляной системы; -в случае замены марки масла. 2 Заполнение системы маслом Заполнение маслом маслосистемы производится в следующих случаях: -при замене двигателя; -при замене агрегатов масляной системы; -в случае замены марки масла. 3

Промывка масляной системы Промывка масляной системы двигателя производится в следующих случаях: -при съеме двигателя, который эксплуатировался на масле ВНИИ НП-50-1-4Ф; -в случае необходимости замены масла ВНИИ НП-50-1-4Ф на масло МК-8 или МК-8П; -при обнаружении металлической стружки на ФСС и на масло фильтре, если двигатель допущен к дальнейшей эксплуатации. 4 Регулирование давления в маслосистеме Регулирование давления масла производится в случае, когда мало или велико давление масла в двигателе. Давление масла регулируется винтом редукционного клапана нагнетающего насоса, который установлен на КИМА. 5 Консервация масляной системы Консервация масляной системы предусматривает защиту масляной системы и трущихся деталей двигателя от коррозии при хранении. Для консервации масляной системы применяются масла МК-8 и МК-8П. При соответствии масла основным требованиям масляная система двигателя считается законсервированной. Как исключение, допускается консервация двигателя маслом ВНИИ НП-50-1-4Ф с отметкой об этом в формуляре. 6 Консервация и упаковка агрегатов Консервация агрегатов масляной системы производится при необходимости длительного хранения, а также при направлении их на завод-поставщик для исследования. Консервации подвергаются: откачивающий насос передней опоры, откачивающий и подкачивающий насосы КПМА и центробежный суфлер задней опоры. 7 Редукционный клапан подкачивающего насоса Редукционный клапан подкачивающего насоса расположен на КПМА с левой стороны (по полету). Редукционный клапан служит для регулировки давления масла на входе в нагнетающий насос. 8 Обратный клапан Обратный клапан расположен на крышке подкачивающего насоса и служит для предотвращения ухода масла из маслобака во время стоянки.

После монтажа клапана производится проверка на герметичность. 9 Масляный фильтр Масляный фильтр расположен в нижней части КПМА. Демонтаж фильтра из корпуса КПМА производится с целью осмотра и промывки фильтра. 10 Фильтрующие секции маслофильтра Демонтаж фильтрующих секции маслофильтра производится с целью глубокой промывки сеток фильтрующих секций или их замены. Глубокая промывка делается через 250±25 час, Одной из основных задач технической диагностики является распознавание технического состояния объекта в условиях ограниченной информации. Анализ состояния проводится в эксплуатационном режиме, при котором получение исчерпывающей информации крайне затруднительно, и поэтому на основании полученной информации не всегда представляется возможным сделать однозначное заключение. В связи с этим приходится применять различные методы распознавания. Распознавание технического состояния объекта диагностирования -это отнесение его состояния к одному из возможных классов(диагнозов). Совокупность последовательных действий в процессе распознавания называется алгоритмом распознавания. Существенной частью распознавания является выбор параметров, описывающих состояние объекта. Они должны быть достаточно информативными, чтобы при выбранном числе диагнозов процесс распознавания мог быть осуществлен.

Линейные методы Методы стохастической аппроксимации

Линейные методы разделения, методы стохастической аппроксимации имеют целью определение положения разделяющей плоскости, делящей всё пространство на области диагнозов (состояний) Пусть в пространстве признаков (рис. 11) содержатся точки, принадлежащие к диагнозам (состояниям) Si,..., Sn (в нашем случае двум). Для каждого из этих диагнозов существуют скалярные функции fj(X)(i=l, 2,..., п), Которые удовлетворяют условию f;(X) fj(X) при XGS; (j=l,2, ... , n; і).Такие функции называются дискриминантными. Дискри-минантная функция fj(X) зависит от всех координат пространства, т. е. fi(X)=f(xb х2) хп) и для точек диагноза Sj имеет наибольшее значение по сравнению со значениями дискриминантных функций других диагнозов Sj Записываются дискриминантные функции следующим образом: где Хі1ї...Ді/н+л -«весовые» коэффициенты. Для удобства геометрической интерпретации вектор " X " дополняется еще одним компонентом xN+l = 1. Если диагнозы Si и S2 имеют общую границу, то уравнение разделяющей поверхности будет иметь вид Существенное значение имеет разделение на два состояния Si и S2. Смотри рисунок 3. 3. Этот случай называется дифференциальной диагностикой или дихотомией. При распознавании двух состояний в качестве разделяющей функции можно принять разность соответствующих дискриминальных функций Разделяющая функция дает следующее решающее правило:

Для повышения надежности распознавания применяют " пороги чувствительности - є", и тогда решающее правило имеет вид при f(Х) 8, XeSi ; при f(X) -c ,XeS2; при -s f(X) e - отказ от распознавания (т. е. требуются дополнительные исследования). Таким образом, в общем виде разделяющую функцию при диагностировании на два состояния можно представить в виде скалярного произведения Разделяющая поверхность является плоскостью в (w+І) - мерном пространстве или гиперплоскостью. Уравнение разделяющей гиперплоскости Последнее уравнение означает, что "весовой" вектор перпендикулярен разделяющей гиперплоскости. В дополнительном пространстве признаков разделяющая гиперплоскость всегда проходит через начало координат. Следовательно, вектор X однозначно определяет положение разделяющей плоскости в пространстве признаков. Разработан специальный ал горитм определения "весового" вектора с помощью обучающей последовательности, состоящей из совокупности образцов с известным диагнозом. Эти методы распознавания базируются на предположении, что изображения объектов с одинаковым состоянием более близким друг к другу, чем изображения объектов, имеющих различные состояния, и основаны на количественной оценке этой близости. В качестве изображения объекта принимается точка в пространстве признаков, а мерой близости считается расстояние между точками. Рассмотрим метрический метод на примере, приведенном на рисунке 3.4. Допустим, что для диагностирования в пространстве признаков предъявлен объект X и используется диагностическая мера расстояния L. Для отнесения объекта X к одному из диагнозов определяют расстояние L до эталонных точек ai и а2.

Расчет и определение неисправностей масляной системы двигателя Д-ЗОКУ-154

В числителе: произведение значения Р(S ,) - вероятность появления неисправного /-го состояния (для рассматриваемого случая - S2) - ($2) , на значение Р(К / S /) - вероятность проявления комплекса признаков (для нашего случая - проявление одного признака - kj), в неисправном і- ом состоянии (для рассматриваемого случая - S2). Исходя из этих обозначений, в числителе получим выражение: P(S2) Р(к і / S2). В знаменателе: сумма произведения значения P(S с) - вероятность появления сочетаний неисправных состояний, то есть их совместное появление (для рассматриваемого случая Sj и S2 - определяют количество слагаемых), на значение Р(К / S с) - вероятность проявления комплекса признаков (применительно к нашему случаю - проявление одного признака kj), в сочетании неисправных состояний (для рассматриваемого случая - Si и S2) - Р(к i/Sj) и Р(к 1/S2). Исходя из этих обозначений, в знаменателе получим выражение: P(Sj)P(k \/S\) + P(S2)P(k 1/S2). Сведем полученные выражения в вид Сравнив полученные результаты по II варианту - проявление одного признака в двух неисправных состояниях (S] и S2), приходим к определенному выводу.

Третий (III) вариант не требует расчета. Это связано с тем что, если оба признака проявляются в одном неисправном состоянии, то это однозначно указывает именно на эту неисправность. Но в целях проверки возможности применения обобщенной формулы Баейса проведем расчет и посмотрим на результат. Переходим к рассмотрению III варианта - проявление двух признаков и к2) в одном неисправном СОСТОЯНИИ;). Для случая I а) - одновременное проявление двух признаков (к(и к2) в одном неисправном состоянии (Si). Необходимо получить- PfSj/ к\ к2). Обобщенная формула Баейса (3. 27) В числителе; произведение значения Р(S j) - вероятность появления неисправного /-го состояния (применительно к рассматриваемому случаю -Si) - P(Si), на значение Р(К / S /) - вероятность проявления комплекса признаков (для рассматриваемого случая - одновременное проявление признаков- kt и к2), в неисправном состоянии (для рассматриваемого случая - Si) - Р(к, k2/Si) или P(k]/Si) P(k2/S[). Исходя из этих обозначений, в числителе получим выражение: P(S) P(kik2/Si) или P(S ki) Р(к i/S]) Р(к2/ Si). В знаменателе: сумма произведения значения P(S с) - вероятность появления сочетаний неисправных состояний (для рассматриваемого случая только S]- определяют количество слагаемых) - P(S]), на значение Р(К / S с) - вероятность проявления комплекса признаков (для рассматриваемого случая - одновременное проявление признаков - к] и к2), в сочетании неисправных состояний (в рассматриваемом случае только Si) - P(kj/ S]) и Р(кг/ S]). В результате в знаменателе получаем выражение - P(Si) Р(к)P(k2/S]). Сведем полученное выражение к виду То есть, получаем такой же результат, что и в случае I а). Для случая I в) - при неявном проявлении другого (второго) признака \к} ик2). Нам необходимо получить-P(Sl /к:к2) Обобщенная формула Баейса (3.27) В числителе: произведение значения Р(S ;) - вероятность появления неисправного /-го состояния (применительно к рассматриваемому случаю - Si) - P(Si), на значение Р(К / S ;) - вероятность проявления комплекса признаков (для нашего случая - проявление признак ki и не проявление признака к2) -кх Ї, в неисправном /- ом состоянии (для рассматриваемого случая - Si) - (,/,) или Р{кх I S{)P{k2lSx). Исходя из этих обозначений, в числителе получим выражение: P{S{)P{k\ I Sj)P(k2 /S{). В знаменателе: сумма произведения значения P(S с) - вероятность появления сочетаний неисправных состояний (для рассматриваемого случая только - Si) - P(Sj), на значение Р(К / S с) - вероятность проявления комплекса признаков (для рассматриваемого случая - проявление признак k и не проявление признака к2), в сочетании неисправных состояний (в рассматриваемом случае только Si) - Р(кх IS{)P{k2ISx). В результате в знаменателе получаем выражение - / (,) Р(кх 15,) Р(ї2 / ,). Сведем полученные выражения в выражению

Развитие двигателестроения и накопление значительного опыта эксплуатации ГТД позволили в настоящее время достичь больших межремонтных и назначенных ресурсов. Межремонтные ресурсы

лучших отечест I ИНЫХ ДИИГаТе — лей достигают iciupcx и более тысяч часов, назначенные ресур­сы некоторых двигателей дости­гают свыше десяти тысяч часов При этом характерно то, что ос­новные базовые узлы двигателей в большинстве случаев работают в пределах назначенного ресурса. Однако по мере увеличения меж­ремонтных ресурсов двигателей безотказность их уменьшается (рис. 14.5).

При увеличении ресурса ГТД (по данным зарубежных авиаци­онных компаний) свыше 7000 ч вероятность досрочного съема дви­гателей с эксплуатации составляет 0,5.

Современные газотурбинные двигатели являются дорогостоя­щими изделиями, стоимость их ремонта также очень высока Поэто­му увеличение ресурсов экономически выгодно при условии обеспе­чения высокого уровня надежности двигателей. Это может быть достигнуто прежде всего путем внедрения технической диагностики, позволяющей выявлять неисправности двигателя на ранней стадии их развития. Внедрение средств и методов диагностики позволяет предотвращать отказы двигателей в полете и тем самым максималь­но использовать индивидуальные возможности эксплуатации каж­дого двигателя без выполнения принудительных ремонтов. Кроме того, ьиедрение диагностики позволяет предупреждать вторичные разрушения двигателей и тем самым уменьшать затраты на восста­новление отказавших двигателей. Для технической диагностики двигателей используют и совершенствуют следующие основные методы:

визуальный осмотр н осмотр с помощью оптических приспособ­лений;

методы неразрушающего физического контроля; контроль вибрации двигателя;

контроль состояния масла, характеризующего состояние узлов, омываемых маслом;

контроль параметров, характеризующих состояние ГТД. Авиационный газотурбинный двигатель является сложным из­делием, и ни один из перечисленных методов в отдельности ие мо­жет дать достоверную оценку его технического состояния. Только совершенствование методов комплексной оценки может ПОВЫСИТЬ! достоверность контроля технического состояния газотурбинного двигателя (рис. 14.6).

Метод визуального осмотра является оперативным видом конт­роля технического состояния корпусов двигателя, герметичности топливной и масляной систем силовой установки, входных направ­ляющих аппаратов и лопаток первых ступеней компрессоров и по­следних ступеней турбины, а также других доступных элементов

двигателя и систем силовой установки Однако наиболее нагружен­ными в двигателе являются первые ступени турбины, камеры его рания, последние ступени компрессора, опоры трансмиссии двига теля и другие элементы, которые зачастую недоступны для визу ального контроля.

Поэтому в последние годы широкое применение находят различ иые оптические приспособления, позволяющие контролировать кон­структивные элементы проточной части двигателя, лопатки всех ступеней компрессора и турбины, камер сгорания Б качестве оми­ческих средств в зарубежной практике используют боросколы, позволяющие осматривать конструктивные элементы в самых труд­нодоступных местах Для облегчения контроля большого количе ства лопаток используют телевизионные приставки Для доступа к элементам проточной части в конструкции двигателя предусматри ваются смотровые окна.

В конструкции двигателя Олимп-593 обеспечен доступ с помощью 60 двойных смотровых окон для бороскопического осмотра всех ступеней компрессора и турбины.

Для контроля отдельных конструктивных элементов дввтедя используются различные методы неразрушающего физического контроля, такие как токовихревой, ультразвуковой, магнитный Однако указанные методы требуют больших трудозатрат и имеют ограниченные области применения. Поэтому они используются, как правило, как дополнительные виды контроля для уточнения харак­тера дефекта.

Некоторые зарубежные авиационные компании исполь­зуют метод рентгеноскопии конструктивных элементов двигателя, недоступных для визуального контроля Прин­цип метода основан на дистан­ционном введении радиоактив­ного изотопа «ирндий-192» в. полый вал двигателя, а сна­ружи двигателя размещают рентгеновскую пленку для по­лучения изображения контро­лируемых деталей. Метод мо­жет быть эффективен для оценки состояния камер сгорания, ло­паток сопловых аппаратов и других элементов газовоздушиого тракта.

Контроль вибрации

Величина вибрации корпуса двигателя является одним нз основ­ных параметров, характеризующих техническое состояние двигате­ля. Под контролем вибрации обычно подразумевают контроль ин­тенсивности (уровня) общей вибрации двигателя.

Корпусы авиадвигателя испытывают вибрации, порождаемые вращающимися узлами и автоколебательными процессами в газо — воздушиом тракте в широком диапазоне частот (рис. 14.7). Наибо­лее опасны вибрации, вызванные неуравновешенными центробеж­ными силами. Частотный диапазон таких вибраций находится в пределах от 50 до 300 Гц н зависит от величины дисбаланса вра­щающихся частей роторов двигателя. В настоящее время все само­леты с ГТД оборудованы виброизмерительной аппаратурой, позво­ляющей производить контроль общей вибрации двигателя в низко­частотной области, т. е. интенсивность роторной вибрации.

Основные параметры вибрации на некоторой фиксированной частоте / в герцах (вибросмещение s в миллиметрах, виброскорость v в миллиметрах в секунду и виброускорение w в миллиметрах на секунду в квадрате) связаны между собой следующими зависимо­стями-

■o-Znfs; та=4л2/2х.

Для контроля уровня вибрации турбовинтовых двигателей, ра­ботающих при фиксированных частотах вращения, используется безразмерный коэффициент вибрационной перегрузки k, равный отношению вибрационного ускорения w к ускорению свободного падения g в метрах на секунду в квадрате:

Для миогорежимных двигателей, работающих в диапазоне час­тот вращения роторов от режима малого газа до максимального.

Для оценки уровня вибрации используют параметр виброскорости, не зависящий от частоты вращения роторов

При отсутствии неисправностей во вращающихся деталях рото­ров уровень вибрации, соответствующий их частоте, сохраняется почти стабильным до выработки ресурса двигателя

В случае появления неисправностей во вращающихся деталях роторов, приводящих к разбалансировке их, происходит измене­ние уровня вибрации

При превышении уровня вибрации в полете выше допустимого значения необходимо принимать решения в соответствен с реко­мендациями, изложенными в руководствах по летной эксплуатации самолетов

В целях диагностики н прогнозирования технического состояния двигателей необходимо производить регистрацию параметров виб­рации в каждом полете и анализировать их изменение по наработ­ке двигателей Именно анализ тенденций изменения уровня вибра­ции каждого двигателя позволяет выявлять неисправности во вращающихся деталях роторов на ранней стадии их развития (рис. 14.8)

Однако оценка изменения общего уровни вибрации двига­теля, измеряемого бортовой системой контроля, зачастую не по­зволяет обеспечить достаточную глубину контроля, т е выявление неиспр авного элемента.

Постановка уточненного диагноза может быть обеспечена путем замера всего спектра вибрации и использования других методов контроля Учитывая то обстоятельство, что двигатели в большинст­ве случаев при появлении дефектов в роторной части в процессе их эксплуатации ие восстанавливаются, постановка общего диагноза по параметру вибрации может быть достаточной для принятия ре­шения о досрочной замене двигателя. Для эффективного контроля технического состояния по изменению уровня вибрации необходимо обоснование норм на величину скорости изменения уровня виб­рации.

Рис. 14 8. Изменение коэффициента вибрационной перегрузки ТВД по наработке’ а -при разрушении диска турбины (б -начало, б -конец разрушения); б -при роэру шеиии средней опоры ротора (0-б - период прйработкві

Анализ отказов и неисправностей газотурбинных двигателей по­казывает, что около 50% отказов двигателей происходит по причине разрушения детален, работающих в масляной среде (подшипников, зубчатых передач, шлицевых соединений и др.). Масло является носителем информации технического состояния изнашиваемых де­талей, омываемых маслом. Б процессе работы двигателя продукты износа попадают в масло н циркулируют в маслосистеме. Как из­вестно, количество продуктов износа т, поступающих в масло, про­порционально скорости износа и узлов двигателя (рис. 14.9). При аварийном износе трущихся узлов двигателя поступление продук­тов износа в масло резко увеличивается как по объему, так и по величине металлических частиц, появляется так называемая метал­лическая стружка.

Простейшими способами контроля изнашиваемых деталей яв­ляются: периодический контроль наличия стружки на маслофильт­рах, постановка и контроль магнитных пробок и сигнализаторов стружки. Магнитные пробки и сигнализаторы стружки устанавли­вают в трубопроводах откачки масла, в коробках приводов и редук­торах. Указанные методы контроля позволяют в ряде случаев вы­являть начальные разрушения изнашиваемых деталей, омываемых маслом. Анализ состояния частиц, улавливаемых магнитными про­бками или фильтрами, может позволить зачастую определить при­чину их появления. Рассмотрение частиц под микроскопом при уве­личении в 10-40 раз позволяет определить их форму и размеры.

При постановке диагноза необходимо учитывать наработку дви­гателя. Так, в приработочном периоде металлические частицы обыч­но крупные и шероховатые. В периоде нормальной эксплуатации частицы обычно мелкие, неправильной формы, смешанные с метал­лической пылью. При появлении неисправностей в период повышен­ного износа размеры частиц увеличиваются, а внешний вид их име­ет обычно ту особенность, что одна поверхность (рабочая) блестя­щая, а другая матовая, форма чешуйчатая. На блестящей поверхности можно рассмотреть линии направленной нагрузки. Однако указанные методы контроля не позволяют прогнозировать изпоеовые отказы двигателей, а в основном служат для выявления неисправности двигателя.

Б последние годы в диагностической практике на различных видах транспорта находит применение метод спектрального анали­за масел, позволяющий оценивать концентрацию продуктов износа в масле и прогнозировать износовые отказы двигателей. Метод основан на сжигании в электрической дуге проб масел, при этом атомы химических элементов возбуждаются и изучают фотоны света. Интенсивность свечения при этом зависит от концентрации каждого химического элемента в данной пробе.

Анализ изменения концентрации продуктов износа в масле по­зволяет оценивать интенсивность износа вращающихся узлов дви­гателей и в ряде случаев прогнозировать износовые отказы (рис.

Рис 14 9 Зависимость скорости изно са узлов двигателя и и поступления продуктов износа в масло m по иа работке

/ - приработка // - нормальный износ, III - аварийный износ

Ї4.10). Для повышения достоверности контроля необходимо учиты­вать наработку масла и количество его дозаправок. Учет дозапра­вок масла позволяет также определять расход масла в двигателе. Параметр расхода масла по наработке двигателя может быть само­стоятельным диагностическим признаком появления неисправностей в лабиринтных уплотнениях « других элементах двигателя.

Введение

транспортный самолет топливо судно

Топливная система самолета предназначеня для хранения на борту самолета необходимомго для выполнения полетного задания топлива и подачи его в работающие двигатели в необходимом количестве и под требуемым давлением. Конструктивно топлиная истема состоит из двух основных подсистем.

1.Самолетная топливная система

.Двигательная топливная система

К двигательной топливной системе относятся все агрегаты топливной системы, находящиеся непосредственно на двигателе и поставляемые вместе с двигателем. Мы в данной дипломной работе двигательную топливную систему рассматривать не будем.

Самолетная топливная система состоит из следующих основных элементов: топливный бак, подкачивающие насосы, перекачивающие насосы систем перекачки, трубопроводы, топливные фильтры, обратные клапаны, краны различных видов, температурно-разгрузочные краны, противопожарные краны перекрытия, системы дренажа и наддува, система заправки топливом и т.п. В некоторых самолетах имеются системы слива топлива.

Топливный бак служит для размещения и хранения необходимого количества топлива для выполнения полетного задания. Существуют три вида топливных баков: жесткие топливные баки, гибкие (резиновые) топливные баки и кессон баки. Жесткие топливные баки представляют собой обычные металлические емкости, в которые заливается топливо. Конструктивно очень простые, не требовательны в тех. эксплуатаций, но не выгодны в плане веса. Резиновые баки представляют собой резиновые мешки в металлических гондолах. Используются в основном в военной авиаций. Бали широко распространены в середине XX века. Резина имеет свойство самозатягивания при образований мелких отверстий (самолет то военный, всякое может случиться). Имеет недостатки. Резина с истечением времени разъедается топливом, а устойчивая к химической коррозий резина очень дорога. «Боится» прямых солнечных лучей. в современной авиаций широкое распространение получили кессонные баки. В этом случае, баков как таковых нет. Для размещения используется свободное пространство между нервюрами, верхней и нижней панелью обшивки самолета. Очень выгодно в весовом плане. Несуществующий бак не весит. Изготовление технологический сложно. К тому же требуется абсолютно герметичное соединение нервюр и панелей обшивки. Малейшая деформация может привести к разгерметизаций и утечке топлива. А это не есть хорошо.

В военной авиаций так же могут применяться дополнительные подвесные топливные баки. Но у нас в стране этот метод не используется (Этот метод применителен для истребителей сосровождения сверхдальных стратегических бомбардировшиков. Имеющиеся на воружений в ВС РК истребители и перехватчики способны перекрыть расстояние в пределах воздушного пространства РК, а наступательных кампаний мы пока не планируем).

Дальность полета напрямую зависит от вместимости топливных баков. В связи с этим различают три различных вида дальности.

.Теоретическая дальность

.Практическая дальность

.Тактическая дальность

Теоретическая дальность - расстояние пролетаемое самолетом с полной заправкой до полного опустошения всех топливных баков.

Практическая дальность - расстояние пролетаемое самолетом с полной заправкой, до остатка баках 7-9% топлива от начального количества.

Тактическая дальность - дальность полета с учетом времени и расхода топлива на выполнения полетного задания. В основном применительна к военной авиаций, авиаций МЧС и АХР (сель. хоз. авиация).

Подкачивающие насосы предназначены для перекачки топлива под давлением к двигателям через трубопроводы. Некоторые легкомоторные самолеты не имеют таких насосов. У таких самолетов топливо в двигатели поступает самотеком. Баки таких самолетов, обычно, расположены выше уровня двигателей (как у мотоциклов). Перекачивающие насосы предназначены для перекачки топлива из одного бака в другой. Большинство самолетов имеют расходный бак. Топливо из остальных баков поступает в расходный бак, а от туда к двигателям. Перекачивающие насосы доставляют топливо в расходный бак из других баков, расположенных в ОЧК (отъемные части крыла). Во время перекачки важно следить за балансом количества топлива в баках. На некоторых самолетах это происходит автоматический.

Существует три основных вида насосов:

.Плунженые

.Центробежные

.Шестеренчатые

В топливной системе самолетов используются центробежные и шестеренчетые насосы. Плунжерные насосы не используются в силу неравномерности расхода жидкости. Чаше всего используется центробежный насос. Так как в отличий от шестеренчатого насоса, центробежные насосы обладают большим расходом жидкости.

Топливные насосы питаются напряжением переменного или постоянного тока. Обычно на самолетах параллельно используются оба вида. Для повышения надежности. Что бы в случае отказа системы постоянного или переменного тока не потерять полностью систему подачи топлива в двигатели (Во многих случаях топливо будет подаваться в двигатели и без подкачки самотеком, но м меньшем количестве. Это негативно отразится на мощности двигателя, и в следствий на тяге и на всех энергетических системах ВС). Вероятность того, что обе системы откажут одновременно, очень мала (схемная надежность).

Трубопроводы предназначены для доставки топлива к двигателям. Топливные фильтры предназначены для очистки топлива от механических примесей. Фильтры бывают тонкой и грубой очистки.

Обратные клапаны или блок обратных клапанов служат для того, что бы предотвратить (исключить) перетекание топлива в обратную сторону в случае отказа насоса или потери производительности и (или) мощности.

Краны могут перекрывать канал течения топлива при необходимости. Большинство самолетов имеют пожарные перекрывные краны. Эти краны в случае возникновения пожара на двигателе способны перекрыть доступ топлива в данный двигатель.

При изменений температуры топливо может расширяться или сжиматься. Во время расширения в трубопроводах создается избыточное давление, опасное для труб и отдельных агрегатов. Что бы избежать этого некоторые самолеты снабжены температурно-разгрузочным краном (клапаном). Этот кран сливает излишнее топливо обратно в бак. То есть работает как предохранительный клапан (клапан перепуска).

Очень важной является система дренажа и наддува. Через систему дренажа полость бака сообщается с атмосферой. Это нужно для того что бы во время заправки снизу не «разорвать» бак. Без системы дренажа заправка самолета топливом крайне затруднительна. При повышений давления выше нормы клапан перепуска на дренажном бачке открывается и сбрасывается избыточное давление.

Наддув наоборот, нагнетает давление в баки. Проблема в том что по мере выработки топлива в баках может образоваться пустота, что приведет к снижению давления у поверхности топлива в баках. Поддерживать давление, напрямую сообщаясь с атмосферой невозможно. Так как на большой высоте давление значительно мало. А снижение давления у поверхности может привести к кавитаций (появление и схлопывание пузырьков жидкости). Это приводит к снижению эффективности насосов и появлению опасных вибраций и гидроударов в трубопроводах. Что бы избежать этого, необходимо поддерживать повышенное давление в топливных баках. Система наддува может это обеспечить. Во многих самолетах система наддува и дренажа «пользуются» одни бачком. На бачке находятся и клапан перепуска системы дренажа и клапан впуска системы наддува. Наддув осуществляется воздухом высокого давления (Обычно из последней ступени компрессора, предварительно охлажденный, возможны и другие варианты). Некоторые самолеты могут не иметь систему наддува топливных баков. Но такие самолеты, обычно, маловысотные.

Некоторые самолеты снабжены системой слива топлива. Данная система предназначена для сброса некоторого количества топлива во премя полета. Это требуется в тех случаях, когда самолет вынужден совершит посадку через некоторое время после взлета. Но если от момена взлета не прошло много времени то в баках находится большое количество топлива. И шасси самолета можетны выдержать во время посадки слишком большой вес самолета, даже если шасси выдаржит, есть возможность образования остаточной деформаций. Поэтому в таких случаях в полете сливается некоторое количество топлива. Если самолет не имеет данную систему, то экипажу приходится кружа над аэродромом, выработаь (сжечь) необходимое количество топлива. Но в некоторых случаях может потребоваться срочно произвести вынужденную посадку, поэтому данная система является очень нужной в плане безопасности полета.

Система заправки топливом обеспечивает заправку топливом и равномерного распределения топлива по бакам. Обычно рядом с заправочной горловиной находится щиток (пульт) управления заправкой самолета топливом. Во время заправки самолета важно следить за уронем топлива в каждом баке. Есть множество способов определения количества топлива в баках. Но самым простым на мой взгляд, является мерная магнитная линейка. Мерная магнитная линейка представляет собой герметичную трубку внутри бака, в которм находится линейка с обозначенными на ней шкалами (градулировкой) уровня топлива. Нижнии конец линейки во время заправки выступает с нижней части бака наружу. И по длине пыступабщей части определяется уровень топлива в баках. Если баки наполнены топливом, то линейка полностю исчезает в баке. В верхней части линейки распологается сердечник (обычно из железа). Снаружи трубки расположен попловок, к которому закреплен постоянный магнит. При изменений уровня топлива, попловок перемещается вертикально вдоль трубки, а вместе с ним и магнит. А сердечник в верхней части линейки следует за магнитом. Таким образом линейка связана с поплавком, при этом герметичность бака остается ненарушенной.

Один из вариеатов такой мерной магнитной линейки показан на рисунке.

Винт; 2 - защёлка; 3 - линейка; 5 - фланец; 6 - кронштейн; 7-уплотнительное кольцо; 8 - фторопластовое кольцо; 9 - поплавок; 10 - корпус; 11 - магнит; 12 - чашка; 13 - пружина

При отказе системы централизованной заправки топливом, неоторые самолеты снабжены горловинами в верхнихчастях баков. И с этих горловин каждый бак заправляется по одтлеьности.

Одной из разновидностей систем заправки является, система заправки в полете. Но эта система характерна только для самолетов военной авиаций. И только для истребителей соправождения. Появление таких истем обусловлено историческим случаем того что две сверхдержавы второй половины XX века были расположены друг от друга на значительном расстояний и люто ненавидели друг друга. Ясно что бомбардировщики не долетят до цели без истребительного сопровождения (это стало известно еще во время первой мировой войны). Но проблема в том что истребители не имеют большого запаса хода в силу ограниченности вместимости топливных баков и прожорливости двигателей. Поэтому было решено производить дозаправку в полете.

Особенно в этом направлений продвинулись советские инженеры. Так как в отличий от сил НАТО, советская военная авиация того времени остро нуждалась в увеличений дальности полета самолетов. Это тоже сложилось исторически (Силы НАТО в этом не нуждались так остро, так как в те времена СССР был окружен со всех сторон базами сил НАТО. И бомбардировщики и истребители враждебных стран вылетев из этих баз, могли долететь, почти до любой точки СССР. Самолеты советской стратегической авиаций могли поразить эти базы и некоторые цели в Европе, но до США было очень и очень далеко). Но данный способ заправки самолета топливом является очень сложной операцией, и требует от пилота максимальной концентраций внимания, высоких профессиональных навыков и отлично слаженной работы экипажей и заправщика танкера и заправляемого самолета.

Важно отметить, что масса топлива на самолете составляет значительную долю взлетной массы самолета. Поэтому во время полета по мере выработки топлива изменяется масса и центровка самолета. Обычно топливные баки расположены в районе центроплана, что бы, не нарушать центровку самолета в полете. И это влияние мало, но все же сказывается на центровку. В топливных системах самолетов нет прибора, регистрирующего изменения центровки самолета по мере выработки топлива. И экипажу приходится во время полета производить расчеты в уме, отвлекаясь от других важных дел. Поэтому считаю необходимым разработать такой прибор, или предложит его варианты в виде принципиальных схем.

1. Военно-транспортный самолет Ил-76

К разработке турбореактивного самолета Ил-76 коллектив ОКБ приступил в соответствии с приказом Министра авиационной промышленности СССР от 28 июня 1466 г. Приказом предписывалось провести исследовательские работы по определению возможности создании среднего военно - транспортного самолета с четырьмя турбовентиляторными двигателями, «предназначенного для выполнения задач, возлагаемых на военно-транспортную авиацию центрального подчинения и на фронтовую ВТА по посадочному и парашютному десантированию войск, боевой техники и военных грузов».

По результатам проведенной совместно с ЦАГИ проектно-исследователь - ской проработки было разработано техническое предложение по созданию военно-транспортного самолета с турбовентиляторными двигателями Д-30КП конструкции ОКБ П.А. Соловьева. Техническое предложение Генеральный конструктор С.В. Илыошин утвердил 25 февраля 1967 г. 27 ноября 1967 г. Совет Министров СССР принял Постановление о создании военно-транспортного самолета Ил-76. Выполняя это Постановление, коллектив ОКБ приступил к разработке конструкторской документации на самолет. Все работы по созданию самолета проходили под руководством заместителя Генерального конструктора Г.В. Новожилова (28 июля 1970 года его назначили Генеральным конструктором опытного конструкторского бюро московского машиностроительного завода «Стрела» - в настоящее время Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина). Работы по созданию эскизного проекта и подготовке к Макетной комиссии велись под руководством Д.В. Лещине - ра.

Работа Макетной комиссии по рассмотрению разработанных материалов и макета самолета, построенного в натуральную величину, проходила в ОКБ с 12 по 31 мая 1969 г. Макетную комиссию возглавлял командующий военно-транспортной авиацией генерал - лейтенант Г.Н. Пакилев. Одним из разделов работы комиссии было проведение натурных примерок размещения в самолете военной техники, предназначенной для транспортировки на этом самолете. Этот раздел работы Макетной комиссии со стороны ОКБ возглавил Заместитель Главного конструктора Р.П. Панковский. С 1976 г. - Главный конструктор по самолету Ил-76 и его модификациям. Пол макета был построен силовым, с силовой рампой, что позволило полностью провести загрузку, швартовку и разгрузку самоходной и несамоходной техники в макет самолета. Кроме того, были проведены примерки размещения личного состава войск в вариантах посадочного и парашютного десантирования.

Две недели, практически круглосуточно, шла напряженная работа Макетной комиссии. Результаты ее работы позволили более глубоко и тщательно вести работы по выпуску конструкторской документации на самолет. 20 ноября 1969 года Акт работы Макетной комиссии был утвержден Главнокомандующим ВВС П.С. Кутаховым.

Первый опытный Ил-76

Первый опытный Ил-76 в полете

Проектирование транспортного самолета с предъявляемыми к нему разнообразными требованиями, диктуемыми универсальностью применения самолета, является технически трудной задачей. Для самолета Ил-76 эта задача еще более усложнялась требованиями по обеспечению эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах ограниченных размеров и получения в этих условиях сравнительно коротких для такого класса самолетов длин разбега и пробега. Поэтому необходимо было изыскивать новые технические решения и проводить дополнительные исследования. В частности потребовалось создать специальное многоколесное шасси повышенной проходимости.

Сравнительно короткий разбег и пробега обеспечивались следующими конструктивными решениями:

аэродинамической компоновкой крыла умеренной стреловидности с высокоэффективной механизацией:

повышенной тяговооруженностью за счет установки на самолет четырех двигателей с взлетной тягой по 11 760 даН (12 ООО кге), снабженных реверсивными устройствами тяги для торможения самолета при пробеге;

высокоэффективной тормозной системой колес основных опор самолета.

Эти особенности выгодно отличают самолет Ил-76 от существующих транспортных самолетов как в СССР, так и за рубежом. Кроме того, при разработке самолета большое внимание было уделено обеспечению безопасности полета, надежности и автономности эксплуатации. В процессе создания самолета на его конструкцию и системы было получено более двухсот авторских свидетельств на изобретения и более тридцати иностранных патентов.

Постройка первого опытного самолета проводилась в Москве на опытном производстве предприятия с участием многих предприятий страны, которые поставляли материалы, необходимые для постройки самолета, агрегаты и системы. Возглавляли постройку самолета директор предприятия Д.Е. Коф - ман и главный инженер В.А. Юдин.

Постройка первого опытного самолета была завершена в начале 1971 года. Самолет выкатили на Центральный аэродром города Москвы. Как известно, знаменитая Ходынка расположена всего в шести километрах от Кремля, но первый полет предстояло выполнить именно отсюда. Аэродромные отработки самолета проводили коллективы цеха общей сборки под руководством В.М. Орлова, лабораторно-стендового комплекса под руководством В.П. Боброва и бригады самолета под руководством старшего наземного механика В.В. Лебедева. Общее руководство работами по подготовке к первому вылету самолета было возложено на ведущего инженера по летным испытаниям самолета М.М. Киселева. 25 марта 1971 года экипаж во главе с Заслуженным летчиком-испытателем Э.И. Кузнецовым выполнил перный полет на первом опытном самолете Ил-76, совершив посадку на аэродроме Раменское.

Сразу же после перелета самолета на летную базу предприятия начался заводской этап летных испытаний по разделу определения летно-техничес - ких и взлетно-посадочных характеристик самолета.

В мае того же года самолет был продемонстрирован руководителям страны, на подмосковном аэродроме Внуково, а затем впервые был представлен на XXIX международном авиационно-космическом салоне в Париже.

Практически через два года с того же Центрального аэродрома был поднят второй опытный самолет Ил-76. Первый полет на этом самолете выполнил экипаж во главе с летчиком-испытателем Г.Н. Волоховмм. Ведущим инженером по летным испытаниям был П.М. Фомин, а затем В.В. Смирнов. Самолет приступил к летным испытаниям систем самолета, а также пило - тажно-навигационного прицельного комплекса.

мая 1973 года совершил первый полет первый серийный самолет, он же стал третьим опытным самолетом, который с аэродрома ташкентского авиационного завода поднял экипаж лет - чика-испытателя A.M. Тюрюмина. Этот самолет приступил к летным испытаниям по разделу боевого применения (отработка вопросов посадочного и парашютного десантирования личного состава, грузов и техники). Ведущим летчиком-испытателем этого раздела испытаний самолета Ил-76 был Александр Михайлович Тюрюмин. В августе 1974 года он был удостоен звания «Заслуженный летчик-испытатель СССР», а в марте 1976 года Указом Президиума Верховного Совета СССР «за испытания и освоение новой авиационной техники и проявленные при этом мужество и героизм» ему было присвоено звание Героя Советского Союза. Штурманам В.А. Щеткину, С.В. Терскому и В.Н. Яшину, которые работали с ним в одном экипаже при выполнении программ по десантированию. были также присвоены высокие звания «Заслуженный штурман-испытатель СССР».

Бригаду испытателей возглавил ведущий инженер по летным испытаниям В.С. Кругляков, который впоследствии возглавлял летные испытания таких самолетов, как первый широкофюзеляжный пассажирский самолет Ил-86, штурмовик Ил-102. пассажирские самолёты Ил-96-300 и Ил-96МО. Ведущими инженерами по испытаниям десантно-транспортного и санитарного оборудования самолета Ил-76 были А.Д. Егутко и Н.Д. Таликов.

В ноябре 1973 года выполнил первый полет второй серийный (четвертый опытный) самолет. Этот самолет поднял в воздух экипаж летчика-испытателя С.Г. Близнюка. Испытания проводила бригада под руководством ведущего инженера Г.Д. Дыбунова, а затем П.М. Фомина. На этом самолете отрабатывалось его вооружение. 15 декабря 1974 года завершились Государственные испытания военно-транспортного самолета Ил-76. Этот этап испытаний проводили испытательные бригады Государственного Краснознаменного научно-исследовательского института имени В.П. Чкалова. Всего на четырех опытных самолетах выполнено 964 полета с налетом 1676 часов.

Первые самолеты Ил-76 начали поступать в 339 военно-транспортный ордена Суворова III степени авиационный полк, который базировался в белорусском городе Витебске. Это был именно тот полк, на базе которого проходил испытания по боевому применению первый серийный самолет Ил-76. Командиром полка в это время был полковник А.Е. Черниченко, который вместе с командиром гвардейской Смоленской орденов Суворова и Кутузова дивизии ВТА В.А. Грачевым, оказывал огромную помощь в проведении летных испытаний самолета Ил-76.

Если говорить о помощи, которую оказывали ВДВ в проведении испытаний, то ее переоценить невозможно. Огромную помощь оказывали лично командующий военно-транспортной авиацией генерал-полковник Г.Н. Пакилев и командующие воздушно-десантными войсками генерал армии В.Ф. Маргелов и его приемник генерал армии Д.С. Сухоруков. Видя эту помощь, их подчиненные также оказывали всестороннюю помощь и поддержку.

Ил-76М/ МД - основа ВТА и крылья ВДВ

Десантирование БМД-1 из Ил-76М

21 апреля 1076 года вышло Постановление Правительства СССР о принятии на вооружение военно-транспор - тной авиации военно-транспортного самолета Ил-76 с четырьмя турбовентиляторными двигателями Д-30КП.

Первые модификации самолета Ил - 76 имели взлетную массу 170 т, грузоподъемность 28 т и дальность полета с максимальной нагрузкой 4 200 км. В ходе модернизации взлетная масса возросла до 190 т, грузоподъемность до 43 т, а дальность с этой нагрузкой достигла 4 000 км.

В грузовой кабине могут разместиться 145 или 225 (модификации - М, - МД в двухпалубном варианте) солдат или 126 десантников (в первоначальном варианте их было 115). В грузовой кабине могут разместиться три боевые машины десанта БМД-1, которые могут быть перевезены в варианте посадочного десантирования, так и в варианте парашютного десантирования в платформенном или бесплатформенном виде. Самолет может десантировать четыре груза массой по 10 т или два моногруза массой по 21 т.

Наряду с основными летно-техническими характеристиками новой авиационной техники существенно возросли качество и возможности радиосвязного. навигационного, пилотажного, десантно-транспортного оборудования и вооружения самолета. ПНПК-76 позволил осуществить автоматический полет по маршруту, выход в точку десантирования. прицеливание, десантирование и заход на посадку в автоматическом или деректорном режиме. Оборудование самолета позволило полностью автоматизировать полет в боевых порядках.

2. Особенности компоновки самолета

Военно-транспортный самолет Ил - 76, созданный в основном на базе проверенных в эксплуатации достижений отечественной и зарубежной авиационной техники, обладает многими необычными чертами, которые потребовали при его проектировании решения ряда проблем. Большой интерес в этом отношении представляют: компоновка хвостовой части фюзеляжа, высокоэффективная механизация крыла, специальное многоколесное шасси, топливная система, система управления самолетом. А также комплекс бортового транспортного оборудования.

При проектировании самолета ИЛ - 76 одной из сложных проблем было определение оптимальных размеров фюзеляжа. его конфигурации, а также расположения и размеров грузового люка, которые с наибольшей эффективностью отвечали бы условиям эксплуатации самолета.

Выбор размеров грузовой кабины транспортного самолета представляет собой сложную задачу из-за большого разнообразия перевозимых грузов и техники. Для перевозки на самолете Ил-76 крупногабаритных грузов и техники. вписывающихся в стандартный железнодорожный габарит 02-Т, обеспечения проходов достаточной ширины вдоль бортов для выполнения швартовки грузов и техники, поперечное сечение грузовой кабины было выбрано шириной 3,45 м и высотой 3,4 м со срезанными верхними углами, а поперечное сечение фюзеляжа круглое диаметром 4,8 м.

Длина грузовой кабины 20 м (без учета рампы) была определена из условия размещения в ней шести стандартных авиационных контейнеров 2,44x2.44x2,91 м (или трех контейнеров 2,44х 2,44x6,06 м) и различных типов техники с учетом установки в передней части грузовой кабины двух загрузочных лебедок, рабочего места бортового техника по авиадесантному оборудованию и наличия поперечного прохода достаточной ширины.

Общая длина грузовой кабины с наклонной грузовой рампой, служащей одновременно трапом для въезда техники, составляет 24.5 м. Пространство под полом грузовой кабины используется под вспомогательные грузовые отсеки для размещения различного снаряжения.

Проектирование хвостовой части фюзеляжа с большим грузовым наклонным люком стало одной из основных проблем при разработке самолета. Создание заднего наклонного грузового люка, обеспечивающего возможность сброса тяжелых крупногабаритных грузов на платформах методом парашютного срыва, потребовало обеспечить высоту грузового люка в свету (по полету). близкую к высоте грузовой кабины.

В результате анализа компоновок фюзеляжей различных военно-транспортных самолетов для Ил-76 была выбрана такая конфигурация хвостовой части фюзеляжа, которая обеспечивала свободную и быструю загрузку самолета со стороны хвоста, а также свободный выход грузов при их парашютном десантировании.

Проведенные в ЦАГИ исследования по сбросу с помощью парашютов высокогабаритных грузов на платформах показали возможность уменьшения высоты проема грузового люка в зоне концов створок с 3.4 до 3.0 м. благодаря чему была увеличена строительная высота силовых элементов хвостовой части фюзеляжа, на которых крепится киль.

Для обеспечения необходимой прочности хвостовой части фюзеляжа пришлось сделать специальную жесткость (верхний замкнутый контур), опирающуюся на боковые бимсы - усиленные продольные элементы коробчатого сечения, ограничивающие вырез люка в хвостовой части фюзеляжа.

Грузовой люк закрывается рампой и тремя створками: средней, открывающейся вверх и двумя боковыми лепесткового типа, открывающимися наружу. Благодаря разделению створок гру - золюка на небольшие по ширине (среднюю и две боковые), при открытии в полете боковые створки не оказывают заметного влияния на внешнюю аэродинамику фюзеляжа. Кроме того, обеспечивается перемещение задней пары электротельферов за порог рампы. Грузовая рампа является одной из створок грузового люка и служит для его закрытия, для заезда в грузовую кабину техники (при опущенном до земли положении рампы), а также сброса грузов в полете при горизонтальном ее положении.

Грузовая кабина заканчивается вертикальной гермостворкой у конца рампы, что позволило облегчить герметизацию большого грузового люка. Гер - мостворка в открытом положении занимает горизонтальное положение, освобождая проход для грузов.

Конфигурация носовой части фюзеляжа определилась необходимостью размещения в ней нижней (обзорной) антенны и обеспечения штурману хорошего обзора вниз. Кабина экипажа была разделена на верхнюю, в которой размещаются два пилота, бортинженер и бортрадист, и нижнюю, в которой размещается штурман с комплексом пилотажно-навигационного оборудования. Позади кабины пилотов находится технический отсек с оборудованием, дополнительным откидным сиденьем бортоператора по десантно-транспор - тному оборудованию и местами хтя отдыха экипажа.

Кабина экипажа и грузовая кабина самолета Ил-76 герметизированы, имеют наддув до перепада 0.049 МПа (0,05 кгс/см). Благодаря этому до высоты полета 6 700 м в кабинах поддерживается нормальное атмосферное давление. а на высоте I I 000 м давление в кабинах соответствует высоте полета 2 400 м.

Конструктивно фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический полумонокок с усиленным продольным и поперечным набором по границам больших вырезов и в местах крепления к фюзеляжу других агрегатов. По бортам фюзеляжа расположены обтекатели. в которые убираются основные опоры самолета.

На самолете Ил-76 применены четыре основные опоры, колеса которых размером I 300x480 мм оборудованы высокоэффективными тормозами большой энергоемкости и расположены по четыре на общей оси каждой опоры. Такое расположение колес позволило значительно улучшить проходимость самолета по грунту. Уборка основных опор с разворотом колес вокруг стойки на 90» выполняется под пол грузовой кабины в обтекатели специальной формы со створками, открывающимися только в момент при их выпуске или уборке шасси. Это исключает попадание в отсеки воды, снега и грязи при движении самолета по аэродрому, что особенно важно при эксплуатации самолета на грунтовом аэродроме. Минимальные размеры обтекателей шасси и их расположение позволили исключить возникновение вредной интерференции воздушного потока от обтекателей.

На передней опоре установлены четыре колеса размером 1x100x300 мм.

Колеса передней опоры могут поворачиваться на угол 50» для обеспечения разворота самолета на полосе шириной 40 м.

Специальное многоколесное шасси позволяет самолету Ил-76 использовать значительно большее число грунтовых аэродромов, чем самолету Ан-12.

Установка на Ил-76 четырех двигателей Д-ЗОКП обеспечивает самолету высокую тяговооруженность. Двигатели снабжены устройствами реверсирования тяги створчатого (ковшового) типа, что дает возможность использовать тягу двигателей в качестве дополнительного средства торможения самолета при пробеге.

Расположение двигателей на пилонах под крылом позволило унифицировать силовую установку самолета ИЛ - 76 и сделать двигатели с гондолами взаимозаменяемыми.

Топливная система самолета Ил-76 отличается высокой надежностью работы. простотой в эксплуатации и обеспечивает бесперебойное питание двигателей топливом на всех возможных режимах полета. Топливо размещается в кессонных баках крыла, разбитых по числу двигателей на четыре группы. В каждой группе баков имеется расходный отсек, из которого топливо подается к двигателю.

Работа топливной системы, в том числе управление насосами перекачки топлива в расходные отсеки, осуществляется автоматически, без дополнительных переключений баков в процессе выработки топлива.

Одной из основных особенностей системы управления самолетом Ил-76 является возможность перехода с бустерного управления на ручное, что потребовало при проектировании решения сложных технических задач для самолета таких больших размеров, обладающего к тому же достаточно высокой скоростью полета. Такое решение позволило иметь минимальное резервирование бустерного управления, что обеспечило управление самолетом при посадке в случае отказа всех двигателей и. таким образом, значительно повысило безопасность полета. Другой особенностью системы управления является применение автономных рулевых машин, объединяющихся в одном агрегате бустер и гидравлическую насосную станцию (с баком и электроприводом), что дало возможность повысить надежность системы управления (благодаря отказу от широкоразветвленной централизованной гидросистемы хтя питания бустеров), а также значительно упростить обслуживание и ремонтоспособность системы в аэродромных условиях.

Механические проводки системы управления (кроме руля направления) дублированы и выполнены в виде жестких тяг. проложенных по обоим бортам фюзеляжа с обеспечением их разъединения в случае заклинивания одной из них.

. Транспортный самолет Ил-76ТД

Во второй половине 1960-х годов в начался интенсивный рост грузовых воздушных перевозок. В те годы значительное количество грузов перевозили на пассажирских самолетах за счет их догрузки, а крупногабаритные грузы и технику перевозили на транспортных самолетах Ан - 12 или на самолетах Ан-22, которые находились на вооружении ВТА.

Необходимость доставки грузов воздушным транспортом, особенно в отдаленные и бездорожные районы Сибири. Крайнего Севера и Дальнего Востока, а также потребность в быстром повышении эффективности парка транспортных самолетов МГА определили целесообразность создания в нашей стране нового транспортного самолета или использования создаваемого в те годы самолета Ил-76 в интересах МГА.

В соответствии с распоряжением Министра авиационной промышленности СССР от 6 марта 1970 года коллектив ОКБ приступил к созданию гражданской модификации самолета Ил-76.

В мае 1973 года была проведена Макетная комиссия МГА по рассмотрению материалов по самолету, предназначенного для эксплуатации в МГА. Возглавлял эту комиссию заместитель министра гражданской авиации Аксенов.

В мае 1975 года первый серийный самолет прошел пробную эксплуатацию в тюменском регионе, перевозя различные грузы из Тюмени в Сургут, Надым и Нижневартовск. Командиром экипажа был А.М. Тюрюмин, ведущим инженером по летным испытаниям В.В. Шкитнн. В ходе этой пробной эксплуатации были впервые проведены воздушные перевозки грузов в контейнерах. с использованием легкосъемного напольного оборудования самолета, что позволило применить новые технологии в авиационных перевозках.

В декабре 1975 - феврале 1976 года в этом регионе с более, сложной программой работал первый опытный самолет, который также перевозил различные грузы в города Западной Сибири. Было перевезено более 1 700 г. Грузов, включая различную инженерную и строительную технику, автомобили. автобусы типа «Икарус». Командиром экипажа в этой экспедиции был Заслуженный летчик- испытател ь СССР Герой Советского Союза Э.И. Кузнецов, ведущий инженер - И.Б. Воробьев.

В декабре 1976 года в Тюменское управление гражданской авиации поступили два серийных самолета Ил-76. Это были практически такие же самолеты Ил-76, которые поставлялись ВТА, но без вооружения.

География полетов самолетов Ил - 76Т связана с освоением районов Крайнего Севера, Западной и Восточной Сибири, Дальнего Востока. Самолет надежно работает на грунтовых и заснеженных аэродромах в сложных погодных условиях. Весной 1978 г. самолеты Ил-76Т вышли на международные трассы и сегодня они летают во всех регионах мира, в любых климатических условиях.

Большую и нужную работу выполняют самолеты Ил-76ТД, которые эксплуатируются в Министерстве по чрезвычайным ситуациям.

«Появлении в гражданской авиации такого большегрузного универсального транспортного самолета было вполне закономерным, удовлетворяющим требованиям по решению стоящих перед отраслью задач. И в то же время поражали воображение его комфортность для экипажа, автономность, возможность взятия на борт практически всевозможной загрузки (даже «с земли»), возможность использования для взлета и посадок грунтовых и заснеженных аэродромов относительно ограниченных размеров, с простейшими средствами УВД и минимумом аэродромного оборудовании». (Из выступления бывшего командира отряда самолетов Ил-76 Центрального управления международных воздушных сообщений гражданской авиации Г.П. Александрова на летно-технической конференции, посвященной 20-летию летной эксплуатации самолетов Ил-76 в гражданской авиации).

4. Модифицированный военно-транспортный самолет Ил-76МФ

Практически одновременно с принятием самолета Ил-76 на вооружение. 13 января 1976 года Министерство авиационной промышленности СССР дало указание провести проработку вопроса создания самолета Ил-76МФ. имеющего более лучшие характеристики по транспортной производительности. Тогда для такого самолета еще не имелось подходящего двигателя, поэтому работы по созданию данной модификации самолета Ил-76 были приостановлены.

В 1980-х г. необходимый двигатель был создан, его устанавливали на самолеты Ил-96-300 и Ту-204. Изменилось и экономическое положение в нашей стране. Учитывая ограниченные финансовые возможности страны и необходимость сохранения потенциала ВТА. Авиационным комплексом имени С.В. Ильюшина по Техническому заданию ВВС создан самолет Ил-76МФ. который является модификацией основного самолета ВТА - Ил-76МД.

Основные отличия самолета Ил - 76МФ от Ил-76МД:

грузовая кабина удлинена на 6,6 м;

двигатели Д-30КП заменены на двигатели ПС-90А-76;

пилотажно-навигационный прицельный комплекс ПНПК K-II-76 заменен на ПНПК K-III-76;

самолет переведен на эксплуатацию по техническому состоянию без капитального ремонта.

Первый серийный самолет Ил-76МФ построен Ташкентским авиационным производственным объединением имени В.П. Чкалова в кооперации с российскими авиационными предприятиями (- 90% комплектующих и материалов). Самолет выполнил свой первый полет 1 августа 1995 года. Командиром экипажа был А.Н. Кнышов.

По своим транспортным возможностям самолет Ил-76МФ на 40% превосходит самолет Ил-76МД, увеличен объем грузовой кабины с 326 м2 до 400 мг. в грузовой кабине установлена новая система напольной механизации, обеспечивающая перемещение и крепление международных авиационных поддонов и контейнеров с грузами. Все эти изменения позволили:

увеличить боевую нагрузку с 50 т до 60 т;

обеспечить возможность длинномерных грузов (до 31 м);

увеличить дальность полета на 20%:

снизить удельный расход топлива на 15%;

выполнить требования ИКАО по уровню шума на местности и эмиссии (выбросам вредных примесей при сгорании топлива);

снизить уровень прямых эксплуатационных расходов.

Одним из решающих факторов создания модифицированного самолета Ил-76МФ для ВТА. а не создания нового военно-транспортного самолета, является факт сохранения всей инфраструктуры военно-транспортной авиации, так как самолет Ил-76 является основным самолетом ВТА.

К настоящему времени проведен заводской этап летно-конструкторских испытаний самолета по определению летно-технических и взлетно-посадочных характеристик самолета, причем эта программа проводилась при участии инженерного и летного составов 929-го ГЛИЦ МО (так сегодня называется ГК НИИ ВВС). Выполнено 459 полетов с налетом 1 428 ч. То есть выполнен большой объем испытаний, но вопрос начала Государственных испытаний все время задерживается и в основном по вопросам политики - параллельно идут работы по созданию среднего военно-трансиортного самолета Ан-70. Естественно, две большие программы Министерство обороны РФ финансировать не может…

Впрочем, в середине марта этого года вопрос сдвинулся с места. В Ташкент, где сейчас находится самолет Ил - 76МФ. направлена комплексная бригада ВВС РФ и АК им. С.В. Ильюшина с задачей выполнить небольшой объем испытаний самолета с тем, чтобы по результатам проведенных с 1995 года работ принять решение о возможности начала серийного производства самолета Ил-76МФ.

5. Транспортный самолет Ил-76ТФ

Одновременно с созданием модифицированного военно-транспортного самолета Ил-76МФ ОКБ приступило к созданию еще одной модификации самолета - транспортный самолет Ил - 76ТФ. Этот самолет отличается от своего военного аналога тем, что с него, как в свое время при создании самолетов И-76Т из Ил-76М и Ил-76ТД из Ил - 76МД, снято все вооружение и специальное оборудование. За счет снижения массы оборудования увеличена дальность полета самолета Ил-76ТФ и снижены прямые эксплуатационные расходы.

. Транспортный самолет Ил-76ТФ-100

В ОКБ прорабатывался вопрос создания самолета Ил-76ТФ с французскими двигателями CFM-56-5C4. В основном характеристики самолета получились такие же, как и у самолета Ил - 76ТФ. Самолет создавался в качестве подстраховочного варианта на случай отсутствия в достаточном количестве двигателей ПС-90А-76. Кроме того, таким образом могли быть решены вопросы предполагаемых экспортных поставок самолетов.

. Транспортный самолет Ил-76МД(ТД) - 90

С целью обеспечения соответствия самолета Ил-76МД(ТД) нормам ИКАО по уровню шума на местности и нормам по эмиссии двигателей в ОКБ проведены работы но установке на самолеты двигателей ПС-90А. Самолеты в этом случае будут полностью соответствовать этим нормам и смогут без ограничений летать на любых маршрутах, совершать посадки и взлеты на любых зарубежных аэродромах, где с апреля 2002 г. неукоснительно соблюдаются жесткие ограничения.

Получилось так. что двигатели ПС - 90А в первую очередь будут установлены на нескольких самолетах Ил - 76МД, принадлежащих ВВС нашей страны и которые обеспечивают перелеты Президента РФ в зарубежные страны.

В течение нескольких лет продолжаются переговоры с авиакомпаниями, которые имеют в своем составе самолеты Ил-7бТД, о необходимости проведения работ но замене двигателей Д-30КП на двигатели ПС-90А. По нашему мнению, прежде всего авиакомпании должны были первыми откликнуться на эту проблему и найти источник финансирования доработок самолетов. Причем сегодня вся документация на проведение этих доработок выпущена (за счет АК им. С.В. Ильюшина), внедрена в производство и прошла всестороннюю оценку, включая летную, на самолете Ид-76МФ. То есть авиакомпании ничем не рискуют, а вкладывая свои средства, получают самолет, полностью отвечающий международным нормам. При этом летно-технические характеристики изменяются незначительно. даже в лучшую сторону. Но авиакомпании предпочитают другое решение - добивать самолеты по ресурсу (доставшиеся им практически бесплатно в результате раздела бывшего «Аэрофлота» и раздела самолетов, оставшихся в бывших союзных республиках СССР), не вкладывая в их модернизацию ни копейки. Но придет незаметно и 2006 г., когда будут введены еще более жесткие ограничения. Что эти авиакомпании будут делать тогда?

Сегодня первые два самолета Ил-76 МД, принадлежащие ВВС, находятся на воронежском авиационном заводе и на них проводятся работы по ремото - ризации - замене двигателей. Тем самым вскоре ВВС получит самолеты, отвечающие современным нормам.

Вместе с тем. на этих самолетах будет установлено и новое иилотажно - навигационное оборудование, которое также устанавливается в соответствии с требованиями ИКАО.

Опытное конструкторское бюро готовится и к работам по глубокой модернизации пилотажно-навигационного оборудования. И через некоторое время в кабине экипажа будут установлены шесть многофункциональных жидкокристалических экранных индикаторов, на экранах которых будет полностью отображаться вся пилотажно-навигационная информация, а также будет отображаться вся информация о работе систем самолета. Для этот придется заменить некоторые системы и оборудование.

8. Влияние расхода топлива на центровку самолета

Центр тяжести находится в некой плоскости. Растояние от этой плоскости до опор a и b, как показано на рисунке.

Ясно что сумма растояний от плоскости, в которной находнися точка приложения массовых сил (центр тяжести), до опор равно базе шасси (растояние от передней опоры до задней(основной)).

А вес самолета - есть сумма сил тяжести на весах.

Так как самолет прилогает к поверхности земли силы F2 и F1, то земля действует на самолет такими же силами в точках А и С. Ну а вес самолета приложен в точке В. Для определения растояний a и b необходимо составить уравнение моментов относительно точки В.

Таким образом получаем систему из двух уравнений:

Это системное уравнение можемрешить тремя различными способами:)выражаем через а

Вторую часть системы оставляем без изменнений

во вторую часть уравнения

Уравнение с одним неизвестным решить не трудно

После определения значения «а», значение «b» находится простым путем.

Второй способ более прост и объяснения не требует.

)

Метод Крамера

На основе системы уравнений стройм матрицу. И вычисляем определитель. Так как матрица квадратная, с этим проблем нет.

Итак центр массы самолета найден. Но проблема в том что в полете асса самолета изменяется по мере выработки топлива. Для снижения влияния выработки топлива центровке самолета, принято топливные баки распологать вблизи центра масс самолета, то есть в районе центроплана. Но отъемные части крыла, в которых находятся топливные кессон баки, расположены не на одной поперечной оси с центропланом. К тому же самолет Ил-76 имеет топливный бак и на хвосте, который значительно удален от центроплана. Этот топливный бак небольшей вместимости но в силу того что плечо велико, он можеть создать значительный момент, нарушая центровку самолета. Поэтому центровка самолета на момент посадки (самый ответственный и опасный момент всего полета) может значительно отличаться от центровки начала полета. Экипаж не имеет возможности следить за изменением центровки по мере выработки топлива. Включение в состав топливной системы самолета рибора, контролирующего изменение центровки в полете, значительно облегчило бы деятельность экипажа и повысила бы безопасность полета. Для оценки влияния выработки топлива на центровку самолета обратимся к рисунку. Баки пронумерованы и каждый бак имеет свой центр тяжести (центр тяжести топлива, находящегося в баках). Центр тяжести баков обозначены точкой. центр тяжести всего самолета вместе с топливом находится в плоскости f. А центр тяжести самолета без топлива находился бы в точке α. Растояние между этими плоскотями обозначим бкувой d. По мере выработки топлива плоскость f будет приближаться к плоскости α. То есть растояние d будет уменьшаться. и когда все топливо на самолете кончится (такого бать не должно), эти эти плоскости соединятся. Растояние d превратиться в ноль.

Так как масса топлива в каждом баке известно, то масса самолета без топлива определяется выражением:

Уравнение моментов относительно плоскости α, и последующее упрощение этого уравнения дает нам следующее выражение.

Так как зависимость массы самолета от топлива известно, то подставив вместо G выражение вышесказанной зависимости, получаем:

Отсюда следует что:

Итак, мы выявили зависимость между расстоянием между центрами тяжести самолета с топливом и самолета без топлива

Эта формула не учитывает возможность выработки с левых и правых баков по разному. Такое маловероятно, но не невероятно, то есть все же вероятно. Поэтому все баки, левые и правые, должны рассматриваться как разные источники момента, влияющего на центровку самолета и на безопасность полета.

Если рассмативать каждый бак по отдельности, выявленная ранне формула примет следубщий вид:

А вес самолета без топлива будет определяться выражением:

Возникает вопрос, почему бы без таких формул и выражений узнать вес самолета без топлива, посмотрев ТТХ самолета. Дело в том что, здесь имеется ввиду, не сухой вес самолета, а вес только без топлива, но с грузом и «пассажирами». Поэтому

Но это постоянство только для одного полета, от начала до конца. И конечно же

за исключением случаев десантирования большого количества живой силы и тяжелой техники. В таком случае даже масса самолета с грузом не может являться постоянной величиной на протяжений всего полета.

Ранне бала выявена завсимость между количесвом топлив в баках и центровкой. Но формула:

Число в индексе означает номер бака согласно рисунку. А буквой «і» в индексе обозначено массовое количество израсходованного топлива. «m» без «і» - начальное массовое количество топлива б баке.

9. Прибор, определяющий центр масс

Известная формула позволяет экипажу в любой момен времени определить степень изменения центровки самолета в полете, по мере расходования (выработки) топлива. Имея подрукой формулу можем заставить машину решать уравнение. Конечно для любой приличной ЭВМ (электронной вычислительной машины) решение этого уравнения не является сложной операцией. Но к сожалению у нас в стране нет возможностей собрать какую либо вычислительную машину на основе микросхем (у нас нет заводов, выпускающих микросхемы). А на основе транзисторов любая электронная вычислительная машина получится громоздкой. Этого мы не можем позволить. Первая причина: это приведет к утяжелению самолета. Вторая причина: использование громоздких транзисторных (следует признать с прискорбием что производство транзисторов у нас в стране то же не налажено) электронных вычислительных машин в век развития нанотехнологий негативно отразится на престиже технической науки страны перед другими станами и перед свойми то же. Поэтому предлагаю использовать более простой прибор. Если вес самолета без топлива отождествить с сопротивлением в электрической цепи:

а расстояние между плоскостями центра масс самолета без топлива и центра масс самолета с топливом отождествить с силой тока в цепи

и выражение

отождествить с напряжением в цепи

то, ранее известное выражение:

можем «перевести» на «понятный» приборам язык в виде простого закона Ома

Датчики передают сигнал в виде электрического напряжения. Чем больше топлива в баке, тем выше напряжение. Но нам известно что весовое количество топлива в различных баках по разному влияют на центровку самолета, в силу разности плеч каждого бака. Чем больше плечо, тем сильнее влияние. Это прекрасно видно в формуле:

То есть, степень влияния на центровку самолета определяется умножением массы топлива в баке и плеча результирующей силы распределенных сил тяжести топлива по всему баку. Это умножение на «языке» прибора можем устроить в виде увеличения напряжения в c, b, a, e раз, с помощью обычных трансформаторов.

А сумма степеней влияния баков на центровку самолета осуществляется суммированием напряжений, путем последовательного соединения. Если, каким то образом при определений степеней влияния баков на центровку самолета, окажется что какой либо бак влияет в обратном направлений, то есть центр масс топлива в данном баке находится по другую сторону плоскости α, то при последовательном соединений вторичных обмоток трансформаторов, нужно просто поменять концы проводов местами. Тогда в выражений:

вместо «+» получаем «-» (в верхней части дроби).

На рисунке указано, во сколько раз трансформатор должен увеличивать напряжение буквами c, b, a, e. Так как работа трансформатора основана на законах Фарадея, они не могут преобразовывать постоянное напряжение. Поэтому, для данного прибора использование переменного тока является обязательным условием. Я считаю что для данного прибора самым подходящим напряжением из всех, используемых на воздушных суднах, является однофазное напряжение 36 В, частотой 400 Гц.

А значение веса самолета баз топлива (G), определяемое выражением:

выставляется на приборе переменным резистором вручную. Включение всех элементов цепи прибора указано на рисунке.

Датчик уровня топлива (предполагается что под воздействием температур и давлений, топливо не изменит свою плотность, конечно, под воздействием данных факторов плотность топлива изменяется, но эти изменения ничтожно малы, поэтому будем исходить из того что плотность топлива постоянна, то есть масса топлива в баке прямо пропорционально, объему топлива в баке) представляет собой обычный переменный резистор, который изменяет сопротивление, в зависимости от уровня топлива в баке. Ниже на рисунке показана принципиальная схема соединения датчика с трансформатором и источником напряжения.

На рисунке показана схема соединения источника питания однофазного напряжения 36 В, частотой 400 Гц.

Перед полетом экипаж получает сведения о центровке самолета на текущий момент, массе груза и количества топлива в баках. И для определения величины d, необходимо решить уравнение:

Но для этого необходимо знать центр масс самолета относительно САХ. И зная центр тяжести (центр тяжести совпадает с центром масс, мне не ясно почему их в аэродинамике рассматривают как разные характеристики ЛХ ЛА, скорее всего, разница в определениях этих понятий не более чем жонглирование словами) самолета относительно САХ, и расстояние то ЦТ до центра тяжести каждого бака легко определит и значение числа «d». Но как определить расстояние центров масс баков и плоскости центра масс самолета. Для этого предлагаю снабдить каждый экипаж линейкой, изображенной на рисунке.

Линейка имеет полосу, обозначающей САХ. И полоски расположения центров масс каждого бака (на рисунке указан номер бака и его полоса его центра масс). На рисунке раположение полос цетров масс баков изображено на основе интуиций. Для более точного изображения, тем более создания такой линейки, необходимо провести весьма простой эксперимент с самолетом. Но к сожалению на момент написания данного дипломного проекта у меня в гараже не оказалось самолета Ил-76. Для определения положения центра масс баков относительно САХ, необходимо провести экспермент следующим образом. К прмеру рассмотрим баки 3 и 6. Учитывая симметричнсть конструкций самолета и расположения баков, можем утверждать что баки 3 и 6 имеют одинаковое расположение центров масс относительно САХ. Расположение центров масс остальных баков определяются анологичным образом.

.Находим центр масс самолета ранее известным путем.

.Наполняем баки 3 и 6 топливом. Как показано на рисунке.

Если после наполнения баков, поставит самолет на весы, то можем заметить смешение центра масс самолета от прежней точки сосредотачивания массовых сил (из точки «В» в точку «D»).

Вспомним что М - масса самолета с топливом, а G - масса самолета без топлива. Предполагая что во время эксперимента самолет не будет загружен, можем принять G за сухую массу самолета. Масса самолета с топливом определяется формулой:

Необходимо помнить что наполнены только баки 6 и 3. Нетрудно догадаться что расстояние от центра масс самолета без топлива до центра масс самолета с топливом, и расстояние от центра масс самолета с топливом м центром плоскостью центра масс топлива в топливных баках имеют следующую зависимость:

От этого следует что:

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ»

Кафедра технической эксплуатации летательных аппаратов

и авиационных двигателей

ДИАГНОСТИКА АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

методическим объединением вузов

Российской Федерации по

образованию в области эксплуатации

авиационной и космической техники

для межвузовского использования

Москва - 2007

Печатается по решению редакционно-издательского совета Московского государственного технического университета ГА

Рецензенты: д-р техн. и экон. наук, проф. ;

д-р техн. наук, проф. .

М38 Диагностика авиационной техники. Учебное пособие. - М.: МГТУ ГА, 2007. – 141 с.

В учебном пособии рассматривается комплекс вопросов, связанных с теоретическими основами технической диагностики, с позиций информационного обеспечения процессов диагностирования летательных аппаратов и авиадвигателей.

На фоне рассмотрения классических трактовок и теоретических положений технической диагностики, в пособии изложены вопросы, связанные с информационным потенциалом, как контролируемых параметров, так и методов диагностики и выбора в первую очередь тех из них, которые обладают максимальной информативностью. Также значительное внимание уделено теории информации применительно к решению задач диагностики.

Пособие издается в соответствии с учебным планом и программой специальности 160901 по дисциплине «Диагностика авиационной техники» для студентов дневного отделения IV и V курсов, а также может быть полезным для магистрантов и аспирантов, изучающих проблемы диагностики в авиации.

Рассмотрено и одобрено на заседаниях кафедры 06.03.07 г. и Методического совета 13.03.07 г.

© Московский государственный

технический университет ГА, 2007

Предисловие……………………………………………………………………….5

Введение…………………………………………………………………………… 7

Словарь терминов и понятий........…………………………………………….. 10

Глава 1. Основы технической диагностики……………………………………13

1.1. Основные направления технической диагностики……………………..13

1.2. Задачи технической диагностики………………………………………..14

Глава 2. Теоретические и информационные аспекты технического диагноза…………………………………………………………………………..19

2.1. Основные философские воззрения теории информации………………19

2.2. Основные информационные законы…………………………………….27

2.2.1. Закон сохранения информации………………………………………….27

2.2.2. Основной информационный закон формообразования

и развития материи……………………………………………………….29

2.2.3. Основной закон термодинамики в информационной трактовке………31

2.2.4. Принцип минимума диссипации………………………………………...32

2.3. Энтропия и диагностическая информация……………………………...33

2.3.1. Энтропия Больцмана-Гиббса-Шеннона в решении

прикладных задач…………………………………………………………33

2.3.2. Применение Н-теоремы для открытых систем…………………………35

2.3.3. Динамическое и статическое описание сложных движений…………..36

2.4. Оценка значимости и ценности информации

в практических задачах диагностики……………………………………37

2.5. Применение информационной энтропии К. Шеннона

в задачах распознавания. Выбор критериев информативности……….42

Глава 3. Методы диагностики авиационной техники

с позиций информативности……………………………………………………47

3.1. Методы диагностики АТ и их возможности……………………………47

3.2. Анализ методов технической диагностики АТ

с позиций информативности……………………………………………..51

3.2.1. Тепловые методы и их эффективность………………………………...51

3.2.2. Возможности виброакустических методов оценки состояния АТ…...55

3.2.3. Эффективность трибодиагностики элементов ГТД…………62

3.2.4. Эффективность диагностики жидкостных систем ЛА и АД………70

3.2.5. Эффективность диагностики ГТД по термогазодинамическим

параметрам ………………………………………………………………72

3.2.6. Методы диагностики проточной части ГТД……………………………75

3.3. Методы обобщенной оценки состояния технических систем………...80

3.3.1. Методы сверток частных параметров контроля

к обобщенному показателю……………………………………………….. 80

3.3.2. Методы обобщенной оценки состояния технических

систем по информационному критерию………………………………...87

3.4. Требования к информационному критерию технического

состояния АТ……………………………………………………………...92

Глава 4. Теория информации в решении классификационных

задач технической диагностики……………………………………………….. 95

4.1. Задачи постановки диагноза……………………………………………..95

4.2. Множество возможных состояний ЛА и АД…………………………..101

5.2. Система информационного обеспечения процессов

диагностирования (СИОПД) ГТД………………………………………131

5.2.1. Назначение и цели системы…………………………………………….133

5.2.2. Общие требования, предъявляемые к системе………………………...135

5.2.4. Реализация и совершенствование системы……………………………138

Литература……………………………………………………………………...139

ПРЕДИСЛОВИЕ

Учебная дисциплина «Диагностика авиационной техники» является одной из основных для подготовки студентов Механического факультета. Цель ее преподавания диктуется требованиями квалификационной характеристики студентов – выпускников указанной специальности по приобретению знаний и формированию умений в области управления техническим состоянием самолетов и двигателей ГА в процессе эксплуатации, позволяющие научно и технически обоснованно решать современные вопросы диагностики авиационной техники.

Следует отметить, что в представленном учебном пособии акцент сделан на информационную составляющую часть диагностики, ее основы. На суд читателя наряду с классическим подходом изложения материала предложен и нетрадиционный способ, раскрывающий как техническую сторону диагностики, так и философские воззрения, аспекты – суть формирования потока информации вообще и информационного обеспечения процессов диагностирования в частности.

Согласно Второму началу термодинамики, в окружающем нас мире любое состояние системы, получаемое от различных источников информации, стремится к дезорганизации , и в последствии является нестабильным и разрозненным. В связи с этим важно выявить и уяснить сущность понятия – «информационный потенциал», под которым понимается недоиспользованная возможность учета информационной значимости как объекта диагностики, методов диагностирования, так и контролируемых параметров любой технической системы, подверженной диагностированию.

Таким образом, в настоящем учебном пособии акцентировано внимание на формирование диагнозов с учетом ценности получаемой информации контролируемых параметров, т. е. недоиспользованного их информационного потенциала, что позволит внимательному читателю дополнить классические представления об исследованиях в области диагностики, и улучшить эффективность практики технической эксплуатации авиационной техники.

Диагностика авиационной техники – это современная наука, которая постоянно совершенствуется, находится в поиске нового, ранее неизведанного. Стремление человека понять сущность физических процессов, заложенных природой и возникающих в авиационных конструкциях при эксплуатации, постоянно движет эту науку вперед.

«В мире нет ничего

постоянного кроме перемен»

Джонатан Смит

ВВЕДЕНИЕ

Термин «ДИАГНОСТИКА» греческого происхождения (diagnostikos), состоящий из слов - dia (между, врозь, после, через, раз) и gnosis (знание). Таким образом, слово diagnostikos можно трактовать, как способность распознавать. В античном мире диагностиками назывались люди, которые после битв на полях сражений подсчитывали количество убитых и раненых. В эпоху Возрождения диагностика - уже медицинское понятие, означающее распознавание болезни. В XIX - ХХ вв. это понятие стало широко использоваться в философии, а затем и в психологии, медицине, технике и других областях. В общем смысле, диагностика особый вид познания, находящийся между научным знанием сущности и опознаванием какого-либо единичного явления. Результат такого познания - диагноз, т. е. заключение о принадлежности сущности, выраженной в единичном явлении, к определенному установленному наукой классу.

В свою очередь, распознание - учение о методах и принципах распознавания болезней и о признаках, характеризующих те или иные заболевания. В широком смысле этого слова процесс распознавания используется во всех отраслях науки и техники, является одним из элементов познания материи, то есть позволяет определять природу явлений, веществ, материалов и конкретных предметов. С философской и логической точек зрения термин «диагностика» правомерно можно использовать в любых отраслях науки. Таким образом технической диагностикой называется наука о распознавании (отнесение к одному из возможных классов) состояния технической системы. При диагностировании объект устанавливается путем сопоставления знаний, накопленных наукой, о группе, классе соответствующих объектов.

Введем еще один термин – «индивидуальность». Индивидуальность – это неповторимость объекта, его тождественность, равенство с самим собой. В природе нет и не может быть двух тождественных друг другу объектов. Индивидуальность объекта выражается в наличии у него неповторимой совокупности признаков, которых нет у другого подобного объекта. Такими признаками для предмета диагностики являются размеры, форма, цвет, вес, структура материала, рельеф поверхности и иные признаки. К примеру, для человека это: особенности фигуры, строение головы, лица и конечностей, физиологические особенности организма, особенности психики, поведения, навыки и т. д. Для технических объектов – изменение физико-механических свойств, диагностических критериев, технических параметров в различных условиях функционирования.

Раз объекты материального мира индивидуальны, тождественны самим себе, то им, следовательно, присущи индивидуальные признаки и свойства. В свою очередь эти признаки объектов изменчивы и отображаются на других объектах. Значит отображения также являются индивидуальными, обладающие свойством изменчивости .

С другой стороны, все объекты материального мира подвергаются
непрерывным изменениям (человек стареет, обувь изнашивается и т. д.). У
одних эти изменения наступают быстро, у других - медленно, у одних
изменения могут быть значительными, а у других – не столь значимыми. Хотя объекты изменяются постоянно, но в течение определенного времени
сохраняют наиболее устойчивую часть своих признаков, которые позволяют
осуществить идентификацию . Здесь под идентификацией понимается отождествление между закономерностями проявляемых диагностических параметров и тем или иным состоянием объекта. При идентификации конкретного объекта чаще всего обращают внимание на пороговые значения каких–либо физических величин, при этом важную роль играют диагностические признаки, указывающие на изменение состояния объекта в процессе его распознавания. Свойство материальных объектов сохранять
совокупность своих признаков несмотря на их изменения называется относительной устойчивостью .

Необходимо отметить, что словари и энциклопедии все еще отождествляют диагностику и термин «диагноз» чаще с медицинской разновидностью распознавания, между тем, этот вид познания распространен в самых разнообразных областях научной и практической деятельности человека.

Диагностика, как научная дисциплина и как область научно-практической деятельности , является социально обусловленной, изменяющейся в ходе исторического развития общества. Ее современное развитие в XXI веке осуществляется в направлении расширения возможностей более быстрого и точного приближения к цели, распознавания причин отклонений от норм технического объекта. В свою очередь, развитие диагностики характеризуется неравномерностью изменчивости ее отдельных сторон, а также влиянием друг на друга различных признаков и параметров контролируемых объектов с позиций информативности, а зачастую даже с позиций избыточности потока информации. Это касается всех уровней и разделов диагностики.

Надеюсь, что те читатели, которые склонны серьезно задуматься над основными вопросами научного познания, кто имеет тягу к самостоятельному мышлению, кто в поиске нового, необычного, выходящего за привычные рамки, оставят свои отзывы и критические замечания по прочтении данного пособия.

Словарь терминов и понятий

Техническая диагностика базируется на ряде специфических терминов и понятий, установленных государственными стандартами (ГОСТ , ГОСТ ) . Ниже приведены данные согласно ГОСТам, ОСТам, СТП, а также взятые в научно-технической и учебной литературе . Выборочно остановимся на основных терминах.

Техническое состояние – совокупность свойств объекта, подверженных изменению в процессе эксплуатации, характеризуемых в определенный момент времени заданным требованиям и признаками, установленными НТД.

Объект диагностики – изделие или его составная часть, являющаяся предметом выполнения работ в процессе диагностирования.

Диагностирование – процесс определения вида технического состояния объекта, системы.

Диагностический признак – индивидуальная характеристика состояния или развития объекта, процесса, характеризующая его свойство, качество.

Диагностический параметр - оцифрованная физическая величина, отражающая техническое состояние объекта и характеризующая какое-либо свойство объекта в процессе его диагностирования.

Критерий – (от греч. kriterion) признак, на основании которого производится оценка, определение или классификация чего-либо; мерило оценки.

Неисправность (неисправное состояние) – состояние объекта, при котором он не соответствует хотя бы одному из требований, установленных НТД.

Исправность (исправное состояние) – состояние объекта, при котором он соответствует всем требованиям, установленным НТД.

Работоспособное состояние (работоспособность) – состояние объекта, изделия, при котором он способен выполнять заданные функции, сохраняя значения заданных параметров в пределах установленных НТД.

Неработоспособное состояние (неработоспособность) – состояние объекта, изделия, при котором значение хотя бы одного параметра, характеризующего способность выполнять заданные функции, не соответствует требованиям НТД.

Отказ – событие, заключающееся в нарушении работоспособного состояния объекта диагностики.

Дефект – каждое отдельное несоответствие объекта требованиям, установленным НТД.

Контролепригодность – свойство, характеризующее приспособленность объекта к проведению его контроля заданными методами и средствами технической диагностики.

Программа диагностирования – совокупность алгоритмов диагностики, выстроенных в определенной последовательности.

Безотказность – свойство объекта непрерывно сохранять работоспособность в течение определенного времени или наработки.

Надежность – свойство объекта выполнять заданные функции, сохраняя во времени значения установленных эксплуатационных показателей в заданных пределах, соответствующих заданным режимам и условиям использования, технического обслуживания, режимов хранения и транспортирования.

Долговечность – свойство объекта сохранять работоспособность до наступления предельного состояния при установленной системе ТО и Р.

Прогнозирование – процесс определения технического состояния объекта контроля на предстоящий период времени в определенном интервале.

Наработка – время эксплуатации объекта (в часах, посадках, циклах, годах).

Априори - (от лат. apriori - из предшествующего) понятие логики и теории познания, характеризующее знание, предшествующее опыту и независимое от него.

Диссипация – (от лат. Dissipatio - рассеивание): 1) для энергии - переход энергии упорядоченного движения (например, энергии электрического тока) в энергию хаотического движения частиц (теплоту); 2) для атмосферы - постепенное улетучивание газов атмосферы (земли, других планет и космических тел) в окружающее космическое пространство.

Ресурс – продолжительность эксплуатации объекта (в часах, посадках, циклах).

Неразрушающий контроль – контроль качества продукции, изделия, объекта, который должен не нарушать пригодности для использования по назначению.

Метод контроля – совокупность правил применения определенных принципов для осуществления контроля.

Способ контроля – совокупность правил применения определенных видов осуществления методов контроля.

Средство контроля – изделие (прибор, дефектоскоп) или материал, применяемые для осуществления контроля с учетом разновидностей способов, методов контроля.

Автоматизированная система диагностики – система диагностики, в которой процедуры диагностирования осуществляются с частичным непосредственным участием человека.

Автоматическая система диагностики – система диагностики, в которой процедуры диагностирования осуществляются без непосредственного участия человека.

Трибодиагностика – (от лат. tribus, tribuo – делить, распределять) область диагностики, занимающаяся определением технического состояния трущихся деталей на основе анализа продуктов износа в смазочном масле.