Владимир Живетин - Методы и средства обеспечения безопасности полета

– финансовые, обусловленные превышением фактических эксплуатационных расходов над расчетными или оптимальными, в том числе из-за расхода топлива;

– обусловленные наличием недостоверных характеристик ЛА и рекомендаций по управлению им;

– обусловленные наличием недостоверных характеристик возмущающих факторов, в том числе в среде, в которой протекает полет.

Каждая из указанных компонент риска может быть разбита еще на ряд составляющих. Разбиение зависит от поставленной задачи, степени детализации конечных результатов по оценке влияния отдельных систем ЛА на величину риска.

Важной составляющей риска является уровень знаний характеристик ЛА, его систем бортового оборудования, систем наземного комплекса, с помощью которых осуществляются взлет, посадка, полет по эшелонам. Отказы авиационной техники, ошибки летного состава, непредусмотренные расчетами воздействия среды на ЛА, чаще всего обусловлены влиянием множества случайных факторов, неполный учет которых приводит к случайным непредвиденным исходам в полете.

При решении различных практических задач, принятии различных управленческих (проектных) решений можно учитывать все новые и новые группы факторов: от самых существенных до самых ничтожных, тем самым пытаясь уменьшить роль (предотвратить появление) случайного (ничтожного, неосознанного) фактора. Однако полностью исключить влияние таких факторов невозможно, так как человеческие знания относительны, и каждому уровню познаний соответствуют свои погрешности. Кроме того, часто глубина наших исследований ограничивается финансовыми возможностями.

Подводя итог сказанному, сформулируем следующее определение: технический риск есть интегральная характеристика потерь, реализованных за весь жизненный цикл самолета или самолетов данного класса.

Потери топлива и техники в процессе эксплуатации ЛА являются основными потерями для современных ЛА, о чем свидетельствует анализ материалов их эксплуатации. Для компенсации (минимизации) этих потерь на новейших самолетах, например на авиалайнерах, устанавливаются:

– для экономичного расхода топлива – системы оптимизации режимов пилотирования (СОРП);

– для уменьшения потерь материальных и социальных (человеческих жертв) – система предупреждения критических режимов (СПКР).

Система оптимизации режимов пилотирования позволяет вычислить при заданных свойствах планера и двигателя, конфигурации самолета оптимальные параметры траектории полета, при которых достигается максимальная (оптимальная) дальность полета L или минимальный расход топлива . В случае, когда параметры траектории полета отличаются от оптимальных, например, при отсутствии системы оптимизации режимов пилотирования, и топливо расходуется неоптимально, происходят потери, что обусловливает соответствующий риск [47]. В реальных условиях на ЛА могут быть установлены:

– только система оптимизации режимов пилотирования;

– только система предупреждения критических режимов;

– одновременно обе системы.

Рассмотрим, как в процессе проектирования самолета, имеющего СОРП, формируется показатель риска, связанный с достижением или недостижением максимальной дальности полета. Заданное по техническому заданию значение дальности полета ( L ) – это то ее значение, которое имеет место быть, когда математические модели, методы расчетов и проектирования не имеют погрешностей. Обозначим эту величину L кр – критической, равной максимальному значению дальности полета ЛА.

При проектировании мы получаем расчетную величину дальности полета L р . Если бы методы расчета и математические модели не обладали погрешностями, то L р = L кр . В реальности за счет погрешностей расчета δ L р имеем L р = L кр +δ L р , т. е. L р ≠ L кр . Равенство имеет место, когда M {δ L р }=0, где M {δ L р } – математическое ожидание случайной величины δ L р . При этом имеем M { L р }= L кр .

При проектировании с целью обеспечения заданной (максимальной) дальности полета выбираются необходимые параметры самолета (обозначим их через А ). За счет ошибок δ L р мы можем выбрать параметр ЛА с ошибками δ А. Прогнозирование и оценка такой ситуации важны для инвестора, так как расходы на работы в этом случае могут не окупиться. Они могут возрасти после проведения опытно-конструкторских работ, когда этот факт обнаружится.

Погрешность расчетов δ L р представим в виде: δ L р =δ L 1+δ L 2, где δ L 1 – погрешность, обусловленная расчетами аэродинамических сил R x , R y , R z и другими факторами, влияющими на R x , R y , R z ; δ L 2 – погрешности, обусловленные несовершенством алгоритмов оптимизации, построенных на этапе научно-исследовательских работ, включающих погрешности контроля, стабилизации и управления. Отметим, что погрешности существующих методов расчета аэродинамических характеристик достигают 10 %.

На этапе опытно-конструкторских работ уточняется L кр = L max, и после экспериментального полета получают величину, равную . При этом = L p +δ L 0, где δ L 0 – погрешность дальности полета, обусловленная влиянием погрешностей опытных образцов бортового оборудования, двигателя, конструкции самолета.

В процессе производства каждая из подсистем: планер, двигатель, бортовое оборудование изготавливаются с погрешностью δ n , и в результате для идеальных условий эксплуатации получаем L п , которая включает в себя погрешность δ L п , и тогда L п = L р +δ L п .

При эксплуатации ЛА за счет влияния внешних δ В 1и внутренних δ В 2возмущающих факторов получаем эксплуатационную или фактическую дальность полета вида L ф = L п +δ L э (δ В 1, δ В 2). Погрешности δ L р , δ L п , δ L э являются случайными, каждая из них характеризуется своей плотностью вероятности. При этом фактическое значение L ф совпадает со значением, полученным при эксплуатации.

При таких условиях технический риск, имеющий место при проведении опытно-конструкторских работ, будет связан с теми ситуациями, которые возникают в процессе их выполнения, а именно:

А 1=( L ф < L кр , L р ≥ L доп ), А 2=( L ф ≥ L кр , L р < L доп ),