Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Современные методы и средства оценки технического состояния авиационных ГТД 8
1.1.Анализ современного состояния безопасности полетов, связанного с надежностью авиационных ГТД 8
1.2. Анализ нормативных требований, предъявляемых к оценке ЛГ авиационной техники 12
1.3.Современные требования СУБП к оценке безопасности полетов и летной годности 16
1.4 .Методы и средства технической диагностики авиационных ГТД, определяющие их летную годность в условиях эксплуатации 22
1.4.1 .Тепловые методы 26
1.4.2.Возможности виброакустических методов оценки состояния ГТД 27
1.4.3.Эффективность трибодиагностики элементов ГТД 33
1.4.4.Эффективность диагностики жидкостных систем двигателя 37
1.4.5.Эффективность диагностики ГТД по термогазодинамическим параметрам 38
1 Аб.Методы диагностики проточной части ГТД 40
Глава 2. Формирование слагаемых интегрального показателя оценки технического состояния авиационных ГТД 57
2.1.Методы обобщенной оценки состояния технических систем с использованием информационного критерия 57
2.2. Параметрическая классификация частных диагностических показателей авиационного ГТД, для определения облика интегрального показателя 61
2.2.1.Оценка информативности диагностического параметра «повышенная вибрация» 66
2.2.2.Оценка информативности диагностического параметра «состояние масла» 79
2.2.3. Сравнение информативности диагностических параметров «повышенная вибрация» и «состояние масла» 96
2.3. Выводы по второй главе 98
Глава 3. Разработка метода определения интегрального показателя оценки летной годности авиационных ГТД 99
3.1.Анализ существующих методов обобщенной количественной оценки технического состояния авиационных ГТД 99
3.2. Описание методики оценки летной годности авиационных ГТД с помощью интегрального показателя в условиях эксплуатации 105
3.3.Прогнозирование по параметрам, изменяющимся по закону монотонных или случайных функций 110
3.4.Выводы по третьей главе 118
Глава 4. Применение интегрального показателя для оценки летной годности авиационного ГТД на примере ПС-90А 119
4.1. Диагностика авиационного ГТД с использованием интегрального показателя 119
4.2. Прогнозирование интегрального показателя 124
4.3.Выводы по четвертой главе 128
Общие выводы по работе 129
Список использованной литературы 130
Приложения 137
- Анализ нормативных требований, предъявляемых к оценке ЛГ авиационной техники
- Параметрическая классификация частных диагностических показателей авиационного ГТД, для определения облика интегрального показателя
- Описание методики оценки летной годности авиационных ГТД с помощью интегрального показателя в условиях эксплуатации
- Прогнозирование интегрального показателя
Введение к работе
Актуальность работы
Гражданская авиация (ГА) как высокотехнологичная отрасль, связанная с особыми условиями производственной деятельности, с высоким уровнем ответственности за принимаемые решения, накопила большой опыт в использовании различных методов оценки технического состояния авиационной техники (АТ). Тем не менее, недостаточность теоретического и практического подходов к таким важным проблемам как интегральная оценка летной годности (ЛГ) снижает уровень безопасности полетов (БП) при эксплуатации воздушных судов (ВС).
Сохранение ЛГ ВС в процессе эксплуатации является частью общего процесса обеспечения безопасности полетов. В настоящее время, например, для оценки ЛГ авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) получили значительное развитие методы оперативной диагностики, основанные на различных физических принципах, позволяющие контролировать параметры ответственных узлов и агрегатов авиационного ГТД.
Анализ методов диагностики термогазодинамических, тепловых, виброакустических параметров, а также оптико-визуальной и трибодиагностики показывают, что каждый из них имеет определенную область применения, что позволяет оценить состояние отдельных узлов и элементов ГТД. Возникает необходимость обобщения важной диагностической информации для дальнейшего ее использования в качестве аргумента при принятии решения о выработке мероприятий по поддержанию заданных уровней ЛГ.
Предъявляемые требования к ЛГ на современном этапе эксплуатации ВС, изложенные в международных документах, диктуют необходимость выработки интегральных критериев определения технического состояния АТ и проведения с их помощью обобщенной оценки.
Из-за сложностей, связанных с оценкой состояния объектов АТ и высоких требований, предъявляемых к точности и распознаванию вида и «адреса» дефекта, важное значение приобретают численные методы решения обозначенных проблем. При этом каждый частный случай получает смысл самостоятельной задачи со своим решением, применимым только в условиях конкретной ситуации.
В связи с этим, вышесказанное определяет актуальность настоящей работы, исследования в которой будут способствовать совершенствованию и внедрению в авиакомпании методов количественного анализа и оценки ЛГ авиационных ГТД.
В работе решается задача обобщения диагностической информации о состоянии авиационного ГТД с помощью интегрального показателя, позволяющего вырабатывать рекомендации и мероприятия, способные повышать ЛГ с позиции надежности ГТД.
Теоретическую основу диссертационного исследования составили научные труды: Волькенштейна М.В., Биргера И.А., Бонгарда М.М., Зубкова Б.В., Машошина О.Ф., Пивоварова В.А., Смирнова Н.Н., Чинючина Ю.М., Шеннона К.Э., и других ученых.
Информационной базой исследования послужили публикации в научных и отраслевых изданиях, информационно-аналитические материалы международных и отечественных семинаров, посвященных обеспечению летной годности авиационных ГТД, материалы Федеральной службы по надзору в сфере транспорта (ФСНСТ) Министерства транспорта РФ и данные автоматизированной системы сбора и обработки информации по безопасности полетов (АСОБП), а также результаты расследования авиационных событий.
Целью диссертационного исследования является обеспечение текущего контроля исправности авиационных газотурбинных двигателей при их использовании по назначению.
Для достижения поставленной цели в работе исследованы и решены следующие задачи:
-
Проведен анализ современного состояния БП и ЛГ авиационных ГТД, методов оценки их надежности;
-
Обосновано применение интегрального показателя оценки ЛГ авиационных ГТД;
-
Разработан количественный показатель интегральной оценки ЛГ при эксплуатации авиационного ГТД;
-
Проведена апробация интегрального показателя для оценки летной годности авиационного ГТД на примере ПС-90А.
Объектом исследования в работе являются методы контроля исправности технического состояния авиационных ГТД.
Предметом исследования является процесс интегральной оценки летной годности авиационного ГТД.
Методы исследования, используемые в диссертационной работе, основаны на применении системного анализа, математического моделирования, математической статистики и теории вероятности.
Научная новизна работы состоит в следующем:
обоснована необходимость применения интегрального показателя для текущего контроля исправности авиационных ГТД при их использовании по назначению;
определена методика расчета интегрального показателя для оценки летной годности авиационного ГТД;
определен облик интегрального показателя с использованием теории информации.
Практическая значимость работы состоит в следующем:
предложенный научный подход к формированию методики интегральной оценки авиационных ГТД позволит повысить контроль за их исправностью в процессе эксплуатации;
предложенный интегральный показатель оценки технического состояния послужит дополнительным источником объективной информации для решения задач совершенствования процессов поддержания ЛГ авиационных ГТД в целях обеспечения безопасности и регулярности полетов, снижении временных, трудовых и материальных затрат на ТОиР;
полученные результаты могут быть использованы в качестве методических и инструктивно-методологических материалов для эксплуатационных предприятий ГА по организации интегральной оценки летной годности авиационной техники.
Достоверность и обоснованность основных положений и выводов работы подтверждается корректным использованием современного математического аппарата, анализом достаточного объема статистических данных, а также проверкой разработанных методов на собранных статистических материалах, полученных при эксплуатации авиационных ГТД в авиапредприятиях ГА РФ.
На защиту выносятся:
интегральный показатель оценки исправности авиационных газотурбинных двигателей;
определение и обоснование состава частных показателей оценки исправности авиационного ГТД, входящих в интегральный, с использованием теории информации;
методика оценки технического состояния авиационного ГТД с помощью интегрального показателя в условиях технического обслуживания и ремонта (ТОиР).
Апробация результатов работы. Основные результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на Международных научно-технических конференциях «Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества» (г.Москва 2006, 2008г.), «Чкаловские чтения» (г.Егорьевск 2007г.), «Гагаринские чтения» (г.Москва 2008, 2009г.), «Авиация и космонавтика» (г.Москва 2008, 2009г.), а также на расширенных межкафедральных научных семинарах в Московском государственном техническом университете гражданской авиации (2008-2009г.г.).
Публикации. По материалам диссертации опубликовано 16 работ, из них 4 статьи в изданиях МГТУ ГА, рекомендованным ВАК России для опубликования материалов диссертационных работ.
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, 4 глав, заключения, списка литературы из 87 наименований и приложений.
Анализ нормативных требований, предъявляемых к оценке ЛГ авиационной техники
Согласно установленным требованиям к нормам летной годности воздушных судов транспортной категории [53], самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации при действиях экипажа в соответствии с руководством по летной эксплуатации (РЛЭ):
Каждое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к возникновению катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), оценивалось как практически невероятное, а суммарная вероятность возникновения катастрофической ситуации (катастрофического эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10"7 на час, полета;
Суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации (аварийного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10"6 на час полета; при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к аварийной ситуации (аварийному эффекту), оценивалось как событие не более частое, чем крайне маловероятное;
Суммарная вероятность возникновения сложной ситуации (существенного эффекта), вызванной отказными состояниями (функциональными отказами, видами отказов систем), для самолета в целом не превышала 10"4 на час полета; при этом рекомендуется, чтобы любое отказное состояние (функциональный отказ, вид отказа системы), приводящее к сложной ситуации (существенному эффекту), оценивалось как событие не более частое, чем маловероятное;
Все усложнения условий полета и отказные состояния (функциональные отказы, виды отказов систем), приводящие к их возникновению, подлежат анализу с целью отработки соответствующих рекомендаций по действиям экипажа в полете.
Помимо этого при проведении анализа особой ситуации, вызванной отказным состоянием (функциональным отказом, видом отказа системы), необходимо учитывать факторы, которые могут усугубить степень опасности начального отказного состояния, включая связанные с отказом условия на ВС, которые могут влиять на способность экипажа справиться с прямыми последствиями (например, наличие дыма, перегрузка, прерывание связи, изменение давления в кабине и т.п.).
К авиационным ГТД, как к важной функциональной системе ВС, предъявляются более жесткие требования к их надежности и безопасности, чем для самолета в целом: «Двигатель вместе с его системами и агрегатами должен быть спроектирован и изготовлен так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение назначенного ресурса и срока службы возникшие отказы с опасными последствиями, приводящие к возникновению катастрофической ситуации, оценивались за час наработки двигателя как события практически невероятные (10 )» [53].
Основной задачей по обеспечению надежной и безопасной эксплуатации ГТД должно стать исключение событий, связанных со следующими опасными последствиями: - разрушения элементов роторов, обломки которых не удерживаются внутри корпусов (нелокализованные разрушения); - нелокализованные пожары; - отказы, вызывающие повышение содержания в отбираемом (в систему кондиционирования) воздухе вредных примесей двигательного происхождения сверх допустимых концентраций; - отказы, приводящие к потере тяги (особенно на взлете); - отказы, исключающие возможность выключения двигателя.
Все мероприятия, проводимые в целях повышения БП, должны быть направлены на исключение подобных событий и на поддержание допустимого уровня БП. Нормативные значения вероятностей проявления особых ситуаций, определенных отказными состояниями отдельных систем и агрегатов, в том числе и двигателей, приведены в табл. 1.1. [53].
Параметрическая классификация частных диагностических показателей авиационного ГТД, для определения облика интегрального показателя
Задача повышения достоверности диагностирования объектов AT всегда остается актуальной в силу случайной природы системы признаков и системы состояний. Организация достоверного диагностирования объектов AT осложняется необходимостью включения в процедуру диагностирования значительного числа разнородных физических величин (признаков и их параметров), отражающих поведение и взаимодействие различных подсистем узлов и элементов AT. Переход объекта AT из одного состояния в другое сопровождается изменением целого ряда признаков, которые необходимо обрабатывать комплексно. На двигателе ПС-90А одновременно обрабатывается 249 бинарных и 33 аналоговых параметров, и по данным системы БСКД (при определенном сочетании признаков) и возможно осуществлять приемлемую постановку диагноза [59]. Однако такое количество информации можно трактовать неоднозначно, что способствует возникновению ошибок первого и второго рода. Поэтому данный этап формирования модели предназначен для выделения наиболее значимых информационно-емких признаков из их общего числа. Поскольку не все контролируемые параметры ГТД имеют одинаковую информационную ценность, то большое практическое значение приобретает задача ранжирования этих параметров - выявление таких из общего числа, которые должны включаться в процедуру контроля и оценки в первую очередь рис. 2.1. Необходимо сформировать номенклатуру диагностических признаков, пригодных для целей диагностирования. Для этого существует несколько методов [5,69]: - Метод малых отклонений. По уравнениям, связывающим основные характеристики объекта и его контролируемые параметры (диагностические признаки), находят коэффициенты влияния указанных параметров на показатели качества объекта. Те параметры, которые имеют наибольшие коэффициенты влияния, признаются наиболее информативными. - Метод факторного анализа. По результатам многофакторного эксперимента определяется связь обобщенного показателя качества объекта с его контролируемыми параметрами, после чего производится оценка значимости коэффициентов полученной функциональной зависимости. - Метод математического моделирования или полунатурных испытаний объекта. Исследования объекта производится на аналоговой или цифровой модели, с детализированной точностью до предварительно названной совокупности параметров. В результате проведения серии экспериментов, связанной с имитацией серией характерных отказов, определяются признаки объекта, наиболее критичные к изменению его состояния. - Метод экспертных оценок. Перечень контролируемых параметров объекта устанавливается с учетом мнений определенного числа экспертов-специалистов в данной области. - Методы оптимизации набора контролируемых параметров. С помощью методов, входящих в данную группу, обеспечивается выбор такого набора параметров, который дает возможность оценить экстремум принятого критерия оптимальности (максимум количества получаемой информации, минимум среднего риска и т.д.). Рассмотрим подробнее методы оптимизации набора контролируемых параметров, как наиболее пригодные к практическому использованию. Будем полагать, что имеется определенная совокупность диагностических признаков Кь К2,..., Кпо, которые характеризуют возможные состояния объекта. Объект в произвольный момент может находиться либо в исправном состоянии D0 с вероятностью Р0, либо в любом из отказных состояний Dj, D2, ..., Dr с соответствующими вероятностями. Влияние отказов различных элементов объекта осуществляется с помощью матрицы состояний W=\\Wij\\no (r+i):, число строк которой равно общему количеству признаков, а число столбцов — количеству возможных состояний объекта. При этом Wy = 1, если параметр с4 принимает допустимые значения состояния Dj и W,j = 0 - в противном случае. Обычно возникает задача выбора такого ограниченного набора из N признаков диагностирования, с помощью которых дается приемлемое количество информации о состояниях объекта. Для решения этой задачи воспользуемся следующим подходом: Вычисляем полную информационную энтропию К.Шеннона [68]: Регистрация каждой реализации признака снижает энтропию, т.к. несет информацию о состоянии объекта. Среднюю условную энтропию объекта после регистрации можно найти так: где P(dKi) и V(dK) - соответственно вероятности получения результатов «в норме» и «не в норме», H(dKi) и H(dK) - соответствующие данным результатам условные энтропии. Используя матрицу состояний можно найти: где Q, = [j: W4 = 0] - множество индексов, составленное из номеров столбцов у, имеющих символы 0 на пересечении с /-ой строкой матрицы W. Энтропия состояния объекта после проведения диагностирования по признаку рассчитывается как: условные вероятности, соответствующие различным результатам диагностирования по признаку Kh определяются формулами Байеса [5]:
Описание методики оценки летной годности авиационных ГТД с помощью интегрального показателя в условиях эксплуатации
Прежде чем приступать к представлению математических выкладок и реализовывать количественно поставленную задачу необходимо правильно сформировать требования к предлагаемой методике. Прежде всего, необходимо отметить, что исследуемый процесс относится к «плохо» организованным системам. Это объясняется тем, что некоторые описываемые взаимосвязи проявляются в виде закономерностей, а входные параметры процесса представлены более чем четырьмя параметрами. Выбирая правильные подходы к формированию методики в первом приближении, необходимо отметить, что в результате важно получить достоверную информацию об объекте исследования. В процессе формирования методики будем руководствоваться основными принципами моделирования механических систем и процессов. К ним следует отнести: 1. Адекватность. Весь процесс разработки методики должен быть подчинен цели ее адекватности. 2. Гибкость, инвариантность и динамичность (качество методики, возможность ею пользоваться), возможность получения всесторонних значений и универсализация программного обеспечения. 3. Состоятельность результатов вычислительного эксперимента. Методы вычисления, используемые в методике, должны быть устойчивыми, сходимыми и однозначными (состоятельность). 4. Удобство исследования рассматриваемой методики. 5. Планирование вычислительного эксперимента. 6. Конкретизация условий и области применения методики (границы ее работы). 7. Опережающая математическая строгость и глубина феноменологического описания методики. Помимо этого необходимо также учесть типичные ошибки, которые возникают при создании подобных методик: - произведение вычислений с недопустимой или неконтролируемой погрешностью, при котом нельзя будет проверить адекватность математических моделей, используемых в методике; - несоответствие полученных результатов поставленным задачам; - отсутствие внутренней согласованности в методике; - не получение результата вообще.
Это связано с некорректно составленным алгоритмом математических выкладок методики. В общем виде методика оценки ЛГ авиационного ГТД на основе имеющейся диагностической информации представлена в виде алгоритма на рис.3.1. летной годности авиационного ГТД. За основу данного алгоритма предложена концептуальная схема оценки летной годности авиационный техники рис.1.7., рассмотренная в первой главе. На основании рассмотренных выше принципов формирования обобщенной оценки более четко сформулируем требования к предлагаемому интегральному показателю Iup для реальных условий эксплуатации авиационных ГТД. Процессы, проходящие в авиационном ГТД, описываются большим количеством частных параметров. Общая их численность на современных двигателях превышает 200 значений. Однако степень их значимости не одинакова. Одни частные показатели более информативны и значимы других. Опыт эксплуатации указывает на тот факт, что основную информативность по состоянию авиационного ГТД (до 90% и более) несет примерно 10% всех параметров, в связи с этим их можно принять в качестве основного состава параметров несущих информации об исправности авиационного ГТД. Выделяем для каждого частного параметра a,(t) (і = 1,п) допустимое значение cij , а так же его оптимальное значение aionm с точки зрения наибольшей эффективности. Для сравнения различных контролируемых частных параметров a,(t) друг с другом, приведем их к единой системе измерения di (t). Изменение оцениваемых величин at (t) с течением времени происходит в диапазоне: 1 a, (t) 0. Их эксплуатационные изменение ограничены верхней и нижней границами: aiH a t(t) аів рис.3.2. В случае несоблюдения условия: а$) at , значение безразмерного (нормированного) частного параметра становится меньше нуля: at (t) 0. Это свидетельствует о выходе данного параметра за допустимое значение и требует необходимости проведения детальной оценки частных параметров. Такой выход значения частного показателя за границу допуска можно считать потенциальным событием, которое не всегда влияет на безопасность полетов, но его необходимо принимать во внимание и учитывать при дальнейшей эксплуатации авиационного ГТД. Частные методы оценки летной годности подробно описаны в первой главе диссертации. Учитывая принятые условия, интегральный показатель Iup принимает следующий вид: где п - количество частных параметров, входящих в интегральный показатель;
Прогнозирование интегрального показателя
Спрогнозируем изменение интегрального показателя Іир в зависимости от наработки. На рис.4.2. представлено данное распределение. Наблюдение параметра происходит на участке АВ соответствующему периодической форме технического обслуживания Ф1. Для ВС Ил-96 с двигателями ПС-90А периодичность формы Ф1=500±50 часов. На основании предложенного в третьей главе подхода проведем аппроксимацию данного распределения до пересечения с осью времени t, участок BD, отмеченный пунктиром. Линия, расположенная ниже, отражает доверительный интервал данного распределения. Проведя вертикальную линию из точки В" (отрезок В В"), соответствующей значению Ф1, и соединяя его с осью ординат получим значение Іфі соответствующее наработке двигателя при достижении Ф1. Данное значение можно принять в качестве нормативного. В таком случае при условии Іир Іфі исправность авиационного ГТД двигателя будет гарантирована.
Определение допустимого значения интегрального показателя через нижний доверительный интервал. Участок B"D отражает остаточную работоспособность, при котором значение интегрального показателя достигает предельного значения, однако практическую оценку целесообразно проводить только до пересечения доверительного интервала до оси t (отрезок В"С), отражающий гарантированный запас исправности объекта диагностирования.
Проанализировав данное распределение, нетрудно установить, линейную корреляционную зависимость. Рассчитанный по формуле (3.14) коэффициент корреляции только подтверждает данное предположение. M(t,I)= -1,2574; at =14,5774; =0,0908. Исходные данные для расчета корреляционного момента представлены в Приложении 2.
Поскольку была установлена линейная отрицательная зависимость исследуемой величины, то выдвинем предположение о линейной корреляции с отрицательным трендом и ее доверительного интервала, отображенные на рис.4.3. В таком случае уравнения их сглаживающих полиномов ограничиваются двумя слагаемыми: I(t)=ao+(ait) и описываются прямыми линиями по методу наименьших квадратов. На основании этого метода, подробно описанного в третьей главе, получим следующие уравнения: - Iup(t)=0,7621-0,0048t - прямая аппроксимирующая среднее значения интегрального показателя; - IupflOB(t)=0,06875-0,0072t - прямая аппроксимирующая нижний доверительный интервал интегрального показателя.
Расчет среднеквадратичной погрешности для двух аппроксимированных прямых произведем по формуле 3.30 и представим в табл.4.6.
Поскольку значения средних квадратических погрешностей среднего значения интегрального показателя и его нижнего доверительного интервалов меньше их максимальных значений 1тах (г, то предположенная линейная аппроксимация допустима.
На основании проведенного исследования можно утверждать о том, что допустимое значение интегрального показателя ІФі 0,3, что в свою очередь выше предполагаемого нами значения 0,2.
Кроме того необходимо выдвинуть предположение о том, что уровень исправности авиационного ГТД, оцененный с помощью интегрального показателя, достигает значения равного нулю при наработке примерно 1000 часов, что является больше установленной периодической формой ТО Ф1 примерно в два раза. Данный факт может послужить аргументом для решения задач совершенствования процессов и режимов ТОиР, а также снижении временных, трудовых и материальных затрат.
