Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»
жүктеу/скачать 14.24 Mb.
|
Н., являясь комплексным свойством, в зависимости от назначения и условий применения изделий авиационной техники, может включать свойства безотказности, долговечности, ремонтопригодности и сохраняемости в отдельности или при определённом их сочетании. Для многих изделий определяющими будут свойства безотказности и долговечности, характеризуемые способностью изделия быть работоспособным в заданное время при обеспечении свойств ремонтопригодности и сохраняемости. Под работоспособностью понимается состояние изделия, при котором оно способно выполнять заданные функции, сохрани значения параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией, уровень безотказности количественно характеризуется вероятностью безотказной работы за полет, наработкой на один отказ и интенсивностью отказов. Долговечность оценивается значениями ресурса по числу полётов (или суммарной наработкой изделия) и по срокам службы. Фактический уровень Н. (безотказности или долговечности) зависит от совершенства методов проектирования, стабильности технологических процессов и характеристик материалов, определяемых общим уровнем развития науки и техники и производственными возможностями. Сущность решения проблемы обеспечения Н. изделий заключается в изучении физических причин появления и развития отказов, создании инженерных методов проектирования высоконадёжных изделий, разработке производственно-технологических процессов изготовления материалов, деталей и узлов с заданными физико-механическими и прочностными свойствами, применении эффективных методов и средств эксплуатационного контроля и технического обслуживания изделий, разработке научных методов анализа и прогнозирования ожидаемых нагрузок и внешних воздействий в реальных условиях эксплуатации. Изделия авиационной техники являются сложными системами, и уровень их Н. зависит от уровня Н. составных частей. Особенность этих изделий заключается в том, что при допущении возможности отказа отдельных составных частей работоспособность всего изделия должна сохраняться. С этой целью применяется рациональное резервирование частей с потенциально возможными отказами. Отказы должны быть контролируемыми (экипажу выдаётся информация об их появлении). Наиболее опасные отказы должны парироваться аварийными системами, изменением условий или режимов работы отказавших агрегатов. Состояние работоспособности и возникшие отказы в полёте регистрируются с помощью систем сбора полётной информации (см. Бортовой накопитель). Летательный аппарат в целом и его составные части должны быть приспособлены к установлению причин неисправностей, их устранению и предупреждению, то есть должны обладать необходимой эксплуатационной технологичностью. Уровень Н. летательного аппарата и его составных частей оценивается рядом единичных количественных показателей, характеризующих свойства безотказности, долговечности и сохраняемости. Для летательного аппарата в целом применяются также комплексные показатели, характеризующие готовность к вылету, регулярность и безопасность полётов и совершенство технического обслуживания. Н. является важнейшей составной частью более общего свойства изделий — качества, характеризующего способность изделия быть использованным по назначению. Создание и развитие науки о надёжности. Теоретические основы науки о Н. авиационной техники в СССР были заложены в 50—60 х гг. Их базу составили количественные методы расчёта и анализа и инженерные методы обеспечения Н. при создании и испытаниях изделий авиационной техники. Разработка методов количеств, оценки уровня Н., дифференцированный подход к оценке влияния различных видов отказов систем на выполняемые летательным аппаратом функции позволили перейти к активному управлению процессом обеспечения Н. на этапах проектирования, экспериментальной отработки и лётно-доводочных испытаний летательных аппаратов. Была создана основа для объективной сравнительной оценки уровней Н. летательных аппаратов различных типов и динамики их изменения во время эксплуатации. Реализация этих методов стала возможной благодаря созданию и широкому внедрению единой отраслевой системы учёта и сбора информации об отказах, выявляемых в эксплуатации, а также благодаря разработке вероятностно-статистических и расчётно-аналитических методов. В 70 х гг. наука о надёжности в авиации получила дальнейшее развитие. Основу её составили комплексные программы обеспечения Н., опирающиеся на научные методы проектирования, испытаний и эксплуатационной оценки Н. изделий авиационной техники. Цель работы по обеспечению и анализу Н. — изучение причин зарождения и развития неисправностей и создание изделий с заданным и контролируемым уровнем Н. Сложность решения проблемы Н. возрастает одновременно с увеличением сложности создаваемых изделий и их насыщением автоматическими устройствами и системами, поддерживающими рабочие режимы вблизи пределов устойчивости работы и прочности конструкции. Благодаря применению научных методов обеспечения Н., учёту предшествующего опыта уровень Н. вновь создаваемых изделий возрастает по сравнению с уровнем Н. прототипов. Научные методы и практика обеспечения надёжности изделий. Сущность научных методов заключается в обосновании выбора рациональных конструктивных схем, обеспечивающих наиболее полное выполнение заданных функций в расчётных условиях эксплуатации при различных внешних воздействиях и возможных отказах отдельных узлов и подсистем. Расчётно-аналитические методы основаны на применении теории вероятностей и статистической информации об отказах элементов, агрегатов и узлов, полученной в ходе эксплуатации. При анализе рассматриваются работоспособное состояние изделия и состояние отказа, а само изделие представляется состоящим из последовательных и параллельных соединений элементов и узлов. Н. отдельных узлов и изделия в целом рассчитывается с применением структурных, логических или схемно-функциональных методов. Последний метод позволяет учитывать изменяющуюся схемную структуру изделия применительно к меняющимся режимам и условиям полёта летательного аппарата. Комплекс выполняемых работ даёт возможность получить данные по прогнозированию ожидаемого уровня Н. В число применяемых способов обеспечения требуемых уровней Н. изделий входят следующие. На стадии проектирования — использование новых материалов с улучшенными физико-химическими характеристиками и новых элементов повышенной Н.; разработка принципиально новых схемных решений, включая резервирование; выбор оптимальных рабочих режимов и условий работы; разработка эффективного производственного и эксплуатационного контроля, обеспечивающего диагностику и прогнозирование технического состояния изделий. На стадии производства — использование прогрессивной технологии; применение эффективных методов контроля; проведение специальных испытаний на Н. основных систем и изделия в сборе. На стадии эксплуатации — обеспечение и контроль заданных условий и режимов работы; проведение профилактических работ; эксплуатационный контроль работоспособности; анализ и устранение причин выявляемых отказов. Надёжность авиационных конструкций — способность конструкций сохранять заданную прочность при выполнении своих функций в процессе отработки назначенного ресурса. Под безотказностью конструкции понимается: отсутствие разрушений её элементов и (или) конструкции в целом из-за недостатка прочности (несущей способности) или устойчивости при возникновении экстремальных условий нагружения; отсутствие повреждений от действия многократно повторяющихся переменных нагрузок или температурных напряжений; отсутствие чрезмерных упругих деформаций несущих поверхностей от действия аэродинамических нагрузок и т. п. Безотказность авиационной конструкции тесно связана с безопасностью, гарантирующей практическую невероятность катастрофических ситуаций. Требования безопасности авиационной конструкции отражаются в государственных документах: Нормах лётной годности гражданских самолётов (действовавших в СССР), Федеральных правилах лётной годности (США), Требованиях к лётной годности (Великобритания) и т. д. или в межгосударственных положениях (например, в Руководстве по лётной годности Международная организация гражданской авиации). Долговечность авиационной конструкции характеризуется её техническим ресурсом, который определяется наработкой — продолжительностью работы авиационной конструкции (число лётных часов, полётов и др.) и сроком службы, выражаемым календарным временем эксплуатации. Срок службы парка летательных аппаратов может быть увеличен путём рацион, использования индивидуального ресурса каждого экземпляра. Эксплуатационная сохраняемость конструкции — способность её сохранять работоспособность в промежутках между периодами эксплуатации (например, когда летательный аппарат находится на стоянке, в ангаре). Для обеспечения сохраняемости конструкции в это время (от действия окружающей среды и т. п.) важное значение имеет коррозионную стойкость материалов и их антикоррозийная защита. Контроль фактического уровня Н. конструкции летательного аппарата в процессе эксплуатации проводится на основе оценки показателей Н. При разработке методов обеспечения Н. авиационных конструкций в конце 60 х гг. возникла тенденция прямого использования вероятностных критериев теории Н. из-за недостатка фактических данных в диапазоне весьма малых вероятностей. Начиная с конца 70 х гг. получили практическое использование типовые подходы теории Н., основанные на формулировке количественных вероятностных критериев. Надёжность авиационного двигателя. Особенность Н. авиационного двигателя заключается в необходимости получения оптимальных удельных характеристик по тяге, массе и расходу топлива в широком диапазоне изменения внешних условий при безотказной работе всех его систем в течение назначенного ресурса. Работоспособность и совершенство функциональных характеристик двигателя зависят от Н. обеспечивающих систем (топливной, охлаждения, смазки), систем управления, регулирования и контроля. Уровень Н. двигателя зависит от прочности основных силовых частей, определяемой запасами прочности и значениями тепловых, газодинамических, вибрационных и других воздействий. Уровень Н. двигателя оценивается его наработкой на отказ, а также значениями назначенного и межремонтных ресурсов. Оценка уровней Н. выполняется также в ходе специальных стендовых ресурсных и лётных испытаний на летающих лабораториях. Н. двигателя во многом определяет его стоимость и эффективность эксплуатации. Надёжность авиационного бортового оборудования. Особенность бортового оборудования — взаимосвязь и взаимодействие отд. систем и большая зависимость работоспособности отдельных приборов и устройств от внешних условий в местах их установки (вибраций, температуры, давления, влажности). Основные направления работ по обеспечению Н. оборудования: оптимальное резервирование, создание приемлемых местных условий работы отдельных приборов и устройств. Лабораторно-стендовая отработка отдельных узлов и систем является важной составной частью работ по обеспечению Н. оборудования. Уровень Н. оборудования оказывает существенное влияние на объём трудозатрат при техническом обслуживании и на степень готовности летательного аппарата к полётам. Это обусловливает повышенные требования к уровню Н., контролепригодности, эксплуатационной технологичности и унификации отдельных устройств, приборов и систем. Важным условием улучшения эксплуатационных свойств оборудования является широкое применение встроенного контроля. В. В. Косточкин. Назаров Аркадий Сергеевич (1899—1987) — советский конструктор авиационных двигателей. Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1925, ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1930 организовал и возглавил КБ на авиамоторном заводе №29 в Запорожье. Под его руководством были внедрены в серийное производство первый советский поршневой двигатель М-11 конструкции А. Д. Швецова и лицензионные поршневые двигатели М-22, М-85, разработан ряд их модификаций, в том числе М-86, М-87. В 1937 назначен главным конструктором авиамоторного завода №16 в Воронеже. В том же году был необоснованно репрессирован; находясь в заключении, работал в спецорганизациях над созданием новой авиационной техники. После освобождения из заключения (1947, реабилитирован в 1956) работал до 1970 в различных КБ. Награждён орденом Красной Звезды. Портрет см. на стр. 369. наземные испытания летательного аппарата — комплекс наземных работ, связанных с подготовкой опытного (модифицированного) летательного аппарата к вылету первому. В зависимости от характера решаемой задачи Н. и. выполняются в ангаре или в испытательном боксе, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата, а также на рулёжных дорожках и лётной полосе испытательного аэродрома (полигонные испытания самолётов и вертолётов). Цели Н. и.: выявление возможных конструктивных и производственных дефектов летательного аппарата, его силовой установки, отдельных бортовых систем, автоматических устройств и оборудования, установление готовности летательного аппарата к выполнению на нём испытательного полёта, а также подготовка экипажа и наземного обслуживающего персонала к лётным испытаниям этого летательного аппарата. До начала Н. и. на летательном аппарате, как правило, должны быть завершены лабораторные, стендовые и лётные испытания его двигателя, основных бортовых систем и оборудования, а также эксперименты на пилотажных стендах и летающих лабораториях (при необходимости). В ходе Н. и. на этапе заводских испытаний опытного (модифицированного) летательного аппарата выполняются следующие работы: контрольная проверка работоспособности силовой установки летательного аппарата, его бортовых систем и оборудования; проверка соответствия их характеристик техническим требованиям и предварит, оценка надёжности их работы, отказо- и пожаробезопасности. При подготовке летательного аппарата к первому вылету, кроме того, осуществляется оценка по результатам полигонных испытании (рулёжек, пробежек, подлётов — на самолётах, испытаний на стенде и в свободном висении — вертолётов и самолетов вертикального взлета и посадки, аэростатические испытаний дирижаблей и др.) его управляемости и устойчивости движения как при отсутствии ветра, так и при боковом ветре; условий балансировки летательного аппарата и эффективности органов управления; уровня усилий на рычагах управления. Узловыми вопросами в этом случае являются: оценка работоспособности силовой установки летательного аппарата и всех жизненно важных бортовых систем; выявление неприятных и опасных особенностей в поведении летательного аппарата в момент отрыва от взлетно-посадочной полосы или подтверждение их отсутствия; оценка эффективности работы основной и аварийной тормозных систем; оценка эффективности амортизационных устройств шасси; оценка уровня и характера вибраций в кабине на всех этапах движения летательного аппарата по аэродрому. По совокупным результатам указанных испытаний принимается решение о возможности и условиях проведения первого вылета летательного аппарата (уточняются для этого полёта его масса, центровка и конфигурация, взлётное и посадочное положение относительно взлетно-посадочной полосы, положения механизмов балансировки и др.). На этапе контрольно-сдаточных испытаний серийных летательных аппаратов проводятся только предусмотренные инструкцией по технической эксплуатации летательного аппарата наземные работы и эксперименты. Лит.: Пашковский И. М., Леонов В. Д., Поплавскнй Б. К., Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний, М., 1985. И. М. Пашковский. «Накадзима» (Nakajima Hikoki Kabushlki Kaisha; Nakajima Aircraft Co) — авиастроительная фирма Японии. Основана в 1914, указанное название с 1924 (до этого — Японские авиационные заводы). Функционировала до 1945, выпуская гражданские и военные самолёты и авиационные двигатели. В 20 х и в начале 30 х гг. значительное место в продукции «Н.» занимали самолёты и поршневые двигатели, производившиеся по лицензиям Великобритании, Франции, Нидерландов и США. В начале 20 х гг. был создан первый японский цельнометаллический самолёт (бомбардировщик B-6 и его гражданский вариант P-6), а в начале 30 х гг. — первый истребитель японской конструкции («тип 91»). К известным самолётам фирмы периода Второй мировой войны относятся истребители Ki-43 (первый полёт в 1939, выпущено свыше 5900, см. рис. в табл. XXII), Ki-44 (1940), Ki-84 (1943) и палубные торпедоносцы B5N (1937) и B6N (1941). В 1945 был построен опытный реактивный бомбардировщик Kikka с двумя турбореактивными двигателями (по образцу немецкого самолёта Мессершмитт Ме262). Всего в 1914—1945 было выпущено около 26 тысяч самолётов различных типов. В 1956 предприятия «Н.» отошли промышленному концерну «Фудзи» и фирме «Ниссан мотор». Производство летательных аппаратов «Фудзи» возобновил лицензионным выпуском лёгких самолётов фирм «Бич» и «Цессна». В числе собственных разработок концерна тренировочный самолёт Т-1 (1958; первый реактивный самолёт японской конструкции), четырёхместный административный самолёт F-200 (1965) с поршневым двигателем и др. Начатое в 60 х гг. лицензионное производство вертолётов фирмы «Белл» продолжалось в 70 х и 80 х гг. наньчанский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. В конце 50 х и в 60 е гг. выпускал по лицензии советские самолёты Ан-2 (под обозначением Y-5). В конце 60 х гг. был начат выпуск штурмовика Q-5/A-5 (на основе самолёта МиГ-19), с 1961 — учебно-тренировочного самолёта CJ-6 (на основе Як-18). Завод разработал учебно-тренировочный самолет «Хейян» с поршневым двигателем (первый полёт в 1985, на основе CJ-6) и учебно-тренировочный реактивный самолёт К-8 (1990). наплыв крыла — часть крыла, выступающая из обвода основной трапеции (С на рис.). В зависимости от расположения различают передние и задние Н. к. На крыльях большого удлинения для увеличения площадей поперечных сечений в бортовой части крыла, а также для размещения устройств механизации крыла применяются, как правило, задние наплывы. Для крыльев сложной формы в плане характерно наличие передних наплывов. Простейший передний Н. к. имеет прямые передние кромки и представляет собой, по существу, треугольное крыло очень малого удлинения, расположенное непосредственно перед исходным крылом, общем случае форма наплыва может быть произвольной. Крыло сложной формы в плане с передним наплывом обладает рядом аэродинамических особенностей. При дозвуковых скоростях полёта добавление наплыва практически не изменяет размерных несущих свойств исходного крыла при малых углах атаки {{}} < (5—10)°, но приводит к усилению нелинейного прироста подъёмной силы при дальнейшем увеличении угла атаки и к значительному возрастанию критического угла атаки и максимального коэффициента подъёмной силы. Благоприятное увеличение несущих свойств крыла на больших углах атаки при наличии переднего Н. к. улучшает взлётно-посадочные характеристики и манёвренность самолёта. Оно обусловлено отрывным поперечным обтеканием передних кромок Н. к. и образованием интенсивных устойчивых вихревых систем (см. рис. 3 к статье Крыла теория), которые индуцируют большие дополнительные разрежения на верхней поверхности крыла. Переход от исходного трапециевидного крыла к крылу с передним наплывом даёт возможность увеличить внутренние объёмы крыла и одновременно уменьшить относительные толщины профилей в наплывной части крыла, что приводит к уменьшению сопротивления и к росту значений максимального аэродинамического качества Kmax самолёта при сверхзвуковых скоростях полета. Кроме того, имеющие большие углы стреловидности передние кромки наплыва остаются дозвуковыми до очень больших значений Маха числа полёта, что позволяет реализовать на крыльях сложной формы в плане заметные выигрыши в аэродинамическом сопротивлении и значениях Kmax путем оптимизации формы срединной поверхности и распределения объёма крыла по хорде и по размаху. При соответствующем выборе высоты и размаха переднего наплыва можно получить несущую поверхность с заданной разницей в положениях фокуса аэродинамического при малых дозвуковых скоростях и при данной сверхзвуковой крейсерской скорости. Указанные аэродинамические особенности обусловили широкое применение крыльев сложной формы в плане с передними наплывами в авиационной, ракетной и авиационной, космической технике. Л. Е. Васильев. Наплывы крыла. направляющий аппарат компрессора — неподвижный лопаточный венец, устанавливаемый за рабочими колёсами осевого компрессора. Назначение Н. а. к. — преобразование части кинетической энергии потока в потенциальную, изменение направления потока за рабочим колесом данной ступени для подачи к рабочему колесу следующей ступени под заданным углом. Н. а. к., устанавливаемый за рабочим колесом последней ступени компрессора, называют его спрямляющим аппаратом (СА) и предназначен для раскрутки потока до осевого направления. В зависимости от угла поворота потока СА, могут быть одно-, двух- или трехрядными. Для обеспечения заданной кинематики потока перед компрессором используется еще входной направляющий аппарат. В многоступенчатых высоконапорных компрессорах Н. а. к. используется ещё и для регулирования их работы на нерасчётных режимах. В этом случае лопатки Н. а. к. или их выходные части выполняются поворотными относительно своих продольных осей, что позволяет изменять их углы установки с тем, чтобы обтекание лопаток самих Н. а. к., так и примыкающих рабочих колёс регулируемых ступеней происходило без срыва потока и существенного повышения потерь. Кроме того, регулирование компрессора улучшает согласование работы различных групп ступеней компрессора. Благодаря регулированию удаётся: обеспечить необходимый запас газодинамической устойчивости двигателя и поддержать высокий уровень его кпд в заданном диапазоне режимов двигателя; получить заданную зависимость расхода воздуха от частоты вращения ротора; облегчить запуск газотурбинного двигателя; устранить повышенные вибронапряжения на лопатках компрессора. Ф. Ш. Гельмедов. напряженно-деформированное состояние (НДС) конструкции — совокупность внутренних напряжений и деформаций, возникающих при действии на неё внешних нагрузок, температурных полей и других факторов. НДС определяется расчётными и экспериментальными методами в виде распределения напряжений, деформаций и перемещений в конструкции и является основанием для оценки статической прочности и ресурса авиационных конструкций на всех этапах жизненного цикла летательного аппарата. При расчётах НДС определенным образом идеализируется расчётная схема (см. Строительная механика. Конструктивно-силовая схема). С внедрением современных универсальных численных методов расчёта сложная авиационная конструкция может рассматриваться как совокупность простых механических элементов (балок, пластин, стержней и пр.). В одной из возможных схем расчёта НДС крыла малого удлинения (рис. 1) стенки лонжеронов (л — л), стенки нервюр (н — н) и обшивка (о — о) моделируются плоскими четырёхугольными элементами, воспринимающими плоское напряжённое состояние, пояса лонжеронов и нервюр (п — п) моделируются стержнями. Различают общее и местное НДС. Общее НДС определяется в силовых элементах конструкции без учёта концентрации напряжений, вызванных местными конструктивно-технологическими особенностями (отверстиями, выточками и пр.). Местное НДС определяется вблизи концентратора напряжений с учётом вида концентратора и приложенной нагрузки. При расчётном методе исследования местного НДС вид нагрузки может быть определён из предшествующего расчёта общего НДС. Например, в расчётной схеме плоского кольцевого шпангоута (рис. 2,а) к общему НДС относятся прогиб упругой линии шпангоута f (рис. 2,б) и нормальное напряжение в наружном волокне верхнего пояса лонжерона {{}}0; к местному НДС — распределение напряжений {{}}и (рис. 2, в) по сечению С — С отверстия, расположенного в элементе шпангоута А — А, В — В. В случае линейной упругости материала и малости перемещений (при линейном НДС) расчёт конструкции можно производить на единичные случаи нагружения. Например, НДС фюзеляжа рассчитывается отдельно при действии единичных значений силы p и изгибающего момента m, приложенных к оперению самолёта. НДС различных случаев совместного нагружения определяется сложением результатов расчётов НДС на единичные случаи нагружения с коэффициентами Kp и Km (суперпозиция результатов расчётов): P = Kpp, M = Kmm. При нелинейном НДС суперпозиция недопустима. Например, при расчёте несущей способности поперечного сечения фюзеляжа самолёта учитываются нелинейные эффекты — пластичность материала и потери устойчивости элементов конструкции. Результаты расчёта НДС должны подтверждаться экспериментально (см. Тензометрия).
Рис. 1. Модель расчёта напряжённо-деформированного состояния крыла малого удлинения. Рис. 2. Расчётная схема плоского кольцевого шпангоута с радиусом упругой линии R и приложенными силами P (а) и результаты общего (б) и местного (в) напряжённо-деформированного состояния.
жүктеу/скачать 14.24 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|