CC BY
80
kS
Pks,, =
i, J N,.,.
(12)
3. Оцениваем вероятность непроявления признака в неисправных состояниях:
Ро* = 1 - Р® . (13)
4. Определяем по обобщенной формуле Байеса вероятности появления неисправных состояний с проявлением признаков неисправных состояний
. Р*, • П(Р )
I (Psj ■ п(PSj ))
(14)
где - в числителе произведение вероятностей появления неисправных состояний - Р5. на вероятность произ-
ведений появления неисправных состояний по каждому проявляющемуся признаку - Приг; в знаменателе сумма произведений вероятностей появления неисправных состояний на вероятность произведений появления неисправных состояний по каждому проявляющемуся признаку.
Используя выражение (14), можно получить вероятности получения неисправных состояний по любому количеству проявляющихся признаков и их сочетаниям.
По рассмотренному алгоритму расчета реализована программа «Методика определения неисправных состояний методом Байеса» кафедрами ТЭЛАД и КЛАД института ГА СибГАУ в среде программного обеспечения MathCad.
V V. Lukasov, N. V Nikushkin
APPLICATION OF A TECHNIQUE OF SEARCH OF MALFUNCTIONS UNDER THE THEOREM OF HYPOTHESES (METHOD BAYES) IN DIAGNOSTICS OF AVIATION ENGINEERING
The problem of application of the theorem of hypotheses, or method Bayes, in technical appendices of diagnosing on examples of aviation engineering is solved. The algorithm of the decision in the environment of software MathCad is submitted.
УДК 629.7.017
А. Г. Зосимов
АНАЛИЗ СТАНДАРТНЫХ МЕТОДОВ ОЦЕНКИ НАДЕЖНОСТИ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ И ВОЗМОЖНОСТИ ИХ ПРИМЕНЕНИЯ ЭКСПЛУАТАНТАМИ
Выполнен анализ стандартных методов оценки надежности функциональных систем. Показана возможность их использования эксплуатантами авиационной техники
Методика оценки надежности авиационной техники в прямых показателях, установленных Нормами летной годности самолетов (НЛГС) [1], в настоящее время эксплуатантам не предложена как со стороны федеральных авиационных властей, так и разработчиков авиационной техники. Известен отраслевой стандарт [2], в котором дан метод расчета надежности систем, используемый при проектировании самолетов, кроме того, разработчики авиационной техники применяют свои внутрифирменные методики.
В предлагаемой работе рассмотрена возможность использования этих методик для оценки надежности функциональных систем в условиях эксплуатанта.
Для анализа надежности в ОСТ предложено функцию отказности системы определить в виде суммы вероятностей несовместных состояний, обуславливающих возникновение рассматриваемого вида отказа формулой
Q/;<‘-1,)= X к‘.‘&(н*;^), (1)
%
где Q //; '«■ ) - вероятность возникновения вида
отказа на ¿-ом участке полета (г _ , г.) при условии, что выходные характеристики находятся в состоянии X; Q0 (Н2; гп) - вероятность состояния системы Н2за время полета гп при условии, что перед полетом все элементы были исправны; 2 - совокупность отказов а, в, у, ..., р, о элементов, вызывавших при возникновении их в указанной последовательности переход системы в состояние Н2; К2 - коэффициент влияния периодичности восстановления работоспособности элементов системы и продолжительности участков полета на вероятность состояния Н2 системы; |н2 ~ совокупность состояний системы,
различающихся индексом 2, которые приводят систему к .К-ому виду отказа, если входные характеристики находятся в состоянии^
Вероятность возникновения за время полета г состояния Н2 при условии, что перед полетом все элементы были исправлены, в ОСТ представлена выражением
Qo (Н; ^ (Ьа,/р--р), , Г) (2)
где ^/а’ в’ " ’р) - интенсивность о-го отказа элементов при условии, что в системе произошли отказы а, в, ..., р; г - количество отказов приводящих систему в состояние Н.
Вероятность Q0(SZ, гп) реализации события в результате отказа элементов предложено определять по выражению
&о /2 > <п )= Ча • ?р- • • V • • % • Чо . (3)
Для высоконадежных элементов предложено принять условие q = Х ■ гп, тогда
&0 (^ , *п ) = Ха • V ХТЬ V Хо • ^ • (4)
Предложение принять в (3) q^ = Х^ ■ гп означает использование для вероятностей отказов элементов распределения равномерной плотности вероятности. Из него следует, что плотность вероятности / (г) равна
/,(0=^ (5)
Если в качестве единицы времени принять 1 ч, то Хц - это вероятность отказа на 1ч полета. Но тогда по выражению (4) рассчитывается вероятность реализации события SZ как парабола степени 2 от времени с плотностью вероятности
/ /7, <)=Ха • V ХТЬ Хр, Хо^ 2^ <7-1. (6)
То есть плотность вероятности и тождественная ей вероятность реализации события SZ в течение 1 ч возрастает в степени (2 - 1) от времени. Это никак не согласуется с положением о независимости от времени вероятностей отказа на 1ч всех элементов, определяющих реализацию события SZ.
Следует также отметить, что у функциональных систем самолетов, отказы которых влияют на безопасность полета, показатель Х^ = 10-5 10-6. Требования НЛГС устанавливают, что любой функциональный отказ, приводящий к возникновению катастрофической ситуации, должен оцениваться как событие не более частое, чем практически невероятное (менее 10-9). В связи с этим включение в выражения (2), (3), (4), (6) более 2-х членов трудно признать оправданным.
Несмотря на наличие рассмотренного выше метода расчета надежности систем существуют и внутрифирменные методики анализа функциональных отказов систем. Рассмотрим методику, изложенную в работе [3].
Исходными материалами для анализа функциональных отказов (ФО) систем являются:
- материалы, определяющие облик самолета, т. е. его конфигурацию, совокупность основных параметров и характеристик;
- принципиальные и структурные схемы функциональных систем, описание их работы, техническое задание на разработку систем;
- перечень входящих в системы блоков, агрегатов, элементов и количественные характеристики их надежности;
- типовой профиль полета самолета с указанием этапов полета и их продолжительности;
- ожидаемые условия эксплуатации.
Для анализа ФО необходимо определить:
- перечень ФО по системам;
- причины возникновения ФО;
- вероятность возникновения ФО;
- последствия ФО для системы и самолета в целом;
- вывод необходимой информации экипажу о ФО;
- действия экипажа по парированию и устранению отказов в полете;
- классификацию ситуаций, возникающих в результате ФО в соответствии НЛГС;
- суммарные уровни безопасности по самолету в целом и соответствие их НЛГС.
Результаты анализа отказов каждой ФС представляются в форме, приведенной в таблице, где указывается тип самолета, код и название функциональной системы.
В полете возможны сочетания функциональных отказов. Приведем порядок их рассмотрения.
1. ФО (таблица) являются независимыми, т. е. не имеют общих причин. Общие причины ФО рассматриваются в анализе взаимодействия систем по электропитанию и гидропитанию.
2. Если ФО является практически невероятным (ПН), то с точки зрения оценки соответствия требованиям АП25.АО и АП25.1301 добавление к нему каких-либо событий (других ФО или внешних условий) для совместного анализа не обязательно.
3. Независимые ФО внутри одной или разных ФС рассматриваются совместно только в случае, если такое сочетание не является ПН и последствия отказов не могут рассматриваться независимо. Это относится и к ФО резервных и аварийных систем и сигнализации о ФО.
4. Если сочетание ФО является заведомо ПН, то оно может не включаться в таблицу АФО.
Информацией для вывода о ПН сочетания определенных независимых ФО может служить:
- значение вероятностей каждого из ФО (таблица);
- принятая оценка вероятности конкретных последствий ФО (пожар, аварийная посадка и т. п.) приведенная перед АФО соответствующей системы;
- оценка (худшего) значения вероятности ФО, которые сами по себе не создают особой ситуации и не требуют парирующих действий экипажа (например, невозможность выдачи сигнализации об отказе в ФС). Эта оценка может быть приведена перед АФО соответствующей системы для подтверждения ПН сочетания рассматриваемых ФО с другими ФО.
Рассмотренная методика не содержит несогласованностей и несоразмерностей, присущих ОСТ [2]. Вместе с этим объем анализа, выполняемого разработчиком на стадии создания самолета, велик, поскольку необходимо рассмотреть все случаи и сочетания отказов агрегатов системы и их последствия. Для эксплуатанта задача существенно упрощается, поскольку из статистических материалов известен круг отказывающих агрегатов системы, вероятности их реализации, последствия, индикация, наличие указаний экипажу в руководстве по летной эксплуатации и т. д. Все это открывает возможность разработки на основании методики, изложенной в [3], методики анализа влияния отказов агрегатов функциональных систем на вероятность реализации их функциональных отказов, на их опасность и соответствие требованиям НЛГС.
Библиографический список
1. АП-25Авиационные правила. Нормы летной годности самолетов. М. : МАК, 1994.
2. ОСТ 1 00132-84. Надежность изделий авиационной техники. Методы количественного анализа безотказнос-
ти функциональных систем при проектировании самолетов и вертолетов.
3. Новожилов, Г. В. Безопасность полета самолета. Концепция и технология / Г. В. Новожилов, М. С. Ней-марк, Л. Г. Цесарский. М. : Машиностроение, 2003. 143 с.
Форма анализа функциональных отказов
Тип самолета Анализ функциональных отказов
03400 Пилотажно-навигационное оборудование
1. Код функционального отказа 0180-ША 00
2. Функциональный отказ Отсутствие индикации одного из параметров полета или параметров ветра на индикаторах На всех этапах
3. Этап полета -
4. Режим управления самолетом Автоматический и штурвальный
5. Режим управления системой -
6. Информация, отображаемая экипажу: табло «СВС» - горит Нет
7. Средства привлечения внимания Отсутствуют
8. Другие признаки Проявление соответствует функциональному отказу
9. Проявление ФО на уровне системы -
10. Последствия для самолета: Использовать информацию о соответствующем параметре от
последствия для самолета отсутствуют других систем
11. Действия экипажа -
12. Действия экипажа по продолжению полета: БС
на продолжение и завершение полета не влияет 5.99Е-8 (А1.1 + А2.1)л2
13. Степень опасности ФО -
14. Вероятность возникновения ФО -
15 Логическое уравнение -
Примечание. Графа 1 - код ФО, первые две цифры порядковый номер, вторые две - код этапа полета, далее - обозначение режима управления самолетом и последнее - обозначение режима управления системой; графа 2 - формулировка ФО, отражающая нарушение конкретной функции системы; графа 3 - этап полета, на котором рассматривается ФО; графа 4 - режим управления самолетом (атоматический, штурвальный или смешанный); графа 5 - режим управления системой (источник управляющего сигнала для выходных агрегатов системы); графа 6 - информация об отказе, отображаемая экипажу (световая, речевая, т. е. сигнальные табло, лампы, подписи на экранах, речевые сообщения); графа 7 - средства привлечения внимания экипажа к факту возникновения отказа (звуковая - гонг, звонок, сирена; световая - центральная система оповещения (ЦСО), тактильная сигнализация - вибрация штурвала и т. п.); графа 8 - косвенные признаки возникновения отказа (изменения в ощущениях пилотирования, различные показания одних и тех же параметров на разных приборах и т. д.); графа 9 - изменения в работе системы, возникшие в результате отказа; графа 10 - изменения в условиях полета самолета с точки зрения изменения плана полета самолета, условий работы экипажа и жизнеобеспечения пассажиров; графа 11 - действия экипажа по парированию последствий ФО; графа 12 - действия экипажа по продолжению и завершению полета в связи с ФО (изменение плана и профиля полета, изменение категории посадки, введение дополнительных ограничений на параметры систем и самолета ит.п.); графа 13 -классификация ситуации в соответствии с НЛГС; графа 14 - вероятность возникновения ФО по наиболее неблагоприятному случаю; графа 15 - логическая цепь событий отказов агрегатов системы, приводящая к рассматриваемому ФО.
A. G. Zosimov
THE ANALYSIS OF STANDARD RELIABILITY EVALUATION METHODS OF THE CIVIL AVIATION AIRPLANES FUNCTIONAL SYSTEMS AND THE POSSIBILITIES OF THEIR USAGE BY THE EXPLOITERS
The analysis of standard methods offunctional systems reliability evaluation is done. The possibility of its usage by the aviation technique exploiters is shown.
