CC BY
103
УДК 625.717.02.032.32
НОРМИРОВАНИЕ УРОВНЯ РОВНОСТИ АЭРОДРОМНЫХ ПОКРЫТИЙ С УЧЕТОМ ЕГО КОМПЛЕКСНОГО ВЛИЯНИЯ НА СРЕДНИЙ МАГИСТРАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ
В.П. ФИЛИППОВ
Статья представлена доктором технических наук Далецким С.В.
Изложен подход к нормированию неровностей искусственных аэродромных покрытий, учитывающий воздействие этих неровностей на темп расходования ресурса конструкции, а также вибрационный комфорт экипажа и пассажиров среднего магистрального самолета. Приведены результаты работы, в которой указанный подход был использован в целях разработки нормативов ровности новых и капитально отремонтированных ИВПП.
Ключевые слова: аэродромное покрытие, ровность, нормативы, спектральная плотность неровностей, средний магистральный самолет.
Повышенный уровень неровностей аэродромных покрытий может оказывать существенное негативное влияние на ряд эксплуатационных характеристик ВС: темп расходования ресурса конструкции ВС, вибрационный комфорт экипажа, а также максимальные нагрузки, действующие на ВС при наземных режимах движения.
Очевидно, что с повышением уровня неровностей темп расходования ресурса возрастает, а это, в свою очередь, ведет к преждевременному списанию авиационной техники, т.е. к экономическим потерям. Рост рассматриваемого уровня ухудшает комфортность работы экипажа вследствие повышенной вибрации, которая может в существенной мере затруднить управление ВС, а также увеличивает максимальные нагрузки, которые могут превысить допустимые в эксплуатации, что негативно сказывается на уровне безопасности полетов.
В нашей стране и за рубежом проводились исследования для оценки предельно допустимых уровней неровностей аэродромных покрытий. В то же время подобная оценка проводилась в каждом случае с учетом лишь одной из указанных выше характеристик процесса эксплуатации. В СибНИА в качестве критерия в основном использовалась допустимая повреждаемость конструкции самолета £, т.е. в расчет принимался лишь темп расходования его ресурса. За рубежом в качестве критерия ровности было предложено вертикальное виброускорение в кабине экипажа, равное ±0,4 g [1], т.е. здесь учитывалась комфортность работы экипажа. Таким образом, эти нормативы не были обоснованы в достаточно полной мере, т.е. с учетом комплексности влияния уровня неровностей аэродромных покрытий на процесс эксплуатации самолетов. Подобные нормативы в связи с этим не могли быть также приняты в качестве базы при разработке документов, регламентирующих годность аэродромных покрытий к эксплуатации в части их ровности.
В Г осНИИ Г А были проведены работы в целях выявления оценок предельно допустимого уровня неровностей аэродромных покрытий ГА с учетом соответствующей комплексности его влияния на процесс эксплуатации среднего магистрального самолета.
Для получения исходной информации о подобном влиянии проведены летные испытания самолета на пяти аэродромах ГА, контрастно отличающихся друг от друга по уровню неровностей. В общей сложности было выполнено 60 пробежек по ИВПП этих аэродромов с варьированием скорости V, центровки Хт и массы G самолета. Варьирование указанных параметров осуществлялось с учетом плана эксперимента, задаваемого центральным композиционным рототабельным планированием второго порядка [2] для числа незавиcимых факторов п = 5 ^, V, X , ^ Ц,
где к и с - соответственно показатель степени и коэффициент зависимости спектральной плотности неровностей аэродромного покрытия S [мм2м] от их пространственной частоты F [1/м]: S = c/F k). При этом традиционно параметры с [мм2м1-к] и к рассматривались как обобщенные характеристики уровня неровностей данного аэродромного покрытия. Диапазон варьирования каждого из факторов G, V, X выбирался по возможности соответствующим имеющему место в
реальной эксплуатации машин данного типа, а именно G - от 70 до 98 т, V - от 90 до 200 км/ч, X - от 22 до 28 %САХ.
T
В процессе летных испытаний на самолете регистрировались 39 параметров, характеризующих нагруженность его конструкции, т. е. темп расходования ресурса и уровень максимальных силовых факторов, воздействующих на машину. Кроме того фиксировались виброускорения в 16 точках ее планера как исходная информация об уровне комфорта экипажа, а также 10 параметров движения самолета (скорость, углы крена, тангажа и т.п.).
В результате обработки полученной информации как наиболее существенные с точки зрения расходования ресурса конструкции самолета и уровня ее максимальной нагруженности при наземных режимах эксплуатации для дальнейшего анализа были выбраны 17 из 39 параметров. Приводятся результаты, полученные для 5 из этих 17 силовых факторов, а именно MIZ28LEV (изгибающий момент левого крыла в сечении по 8 нервюре, измеренный в точке ее пересечения со вторым лонжероном), MIZ215PR (изгибающий момент правого крыла в сечении по 15 нервюре, измеренный в точке ее пересечения со вторым лонжероном), MZF49 (изгибающий момент фюзеляжа в сечении по 49 шпангоуту), NY (нормальная перегрузка в центре масс), PYLEV (вертикальная составляющая усилия на левую основную стойку шасси).
Аналогичным образом из 16 регистрировавшихся виброускорений как наиболее значимое с точки зрения расходования ресурса конструкции машины и уровня комфорта экипажа далее рассматривалось вертикальное ускорение а кресла пилота в частотной полосе f = (3^10) Гц.
Для каждого из выбранных таким образом 18 параметров с использованием методов регрессионного анализа [3; 4] выявлялись статистические зависимости повреждаемости в единицу времени Z P под воздействием какого-либо P-го из соответствующих параметров силовой нагружен-ности (а также зависимость максимальной величины виброускорения амах) за один режим пробежки самолёта, характеризуемой значениями G, V, X , по ИВПП, продольные неровности поверхности которой, в свою очередь, характеризуются показателями с и к. Подобные зависимости типа Z = j (G,V, X ,c,k) благодаря применению указанных выше методов позволяют получить
оценки Z (либо амах) с минимальными средними квадратическими отклонениями (СКО) [3].
Применение указанных методов позволило описать рассматриваемые зависимости соотношениями, которые в общем виде выглядят как
ln Zр = b0 + bjG + b2V + b3XT + Ь4П + b5k + b6G2 + b7V2 + b8k2 + b9GV +
+ b10 Vn + b11 Vk.
______ _ _ (1)
Коэффициенты Ь0, Ь; (1 = 1, 2, ... , 11) при факторах О, V, ... , О2, ... , ОУ, ... , ск, а также ряд других указанных далее величин приведены в [5].
Нормированные параметры типа { (здесь 1" - это О либо V, либо Хт, либо с, либо к) следует определять как
- 1 - 1 ^ _1 Х0
дг .
В свою очередь, совокупность указанных факторов (их значений), которые следует одновременно подставлять в соотношение типа (1) с целью получения оценок £, может рассматриваться как полная группа координат вектора и в связи с этим охарактеризована соответствую-
щими кубической (НК), октаэдрической (НО) и евклидовой (НЕ) нормами [6]. В [5] приведены границы диапазона варьирования различных норм (например, для кубической нормы - это НКм1п и НКмах).
В случае, если все значения независимых факторов, подставляемых одновременно в зависимость типа (1) с целью получения оценок £ (либо амах), а также соответствующих норм находятся внутри указанных диапазонов, эта зависимость может быть использована в качестве интерполяционной, в противном случае она применима в целях экстраполяции.
Оценка значимости всех 18 выявленных соотношений методами дисперсионного анализа [3] позволила сделать вывод о том, что все эти соотношения адекватно описывают исследуемые закономерности. Точность такого описания в некоторой степени может характеризоваться величиной СКО о 1п£ (либо О ыя ) оценок натурального логарифма повреждаемости £Р (либо аях ),
получаемых с помощью соответствующей модели типа (1). При этом <Г; - (0па ) следует
рассматривать в качестве стандартной погрешности подобных оценок [7]. Стандартные ошибки О - (0ыа ) также приведены в [5]. Об относительной доле подобных погрешностей при-
ближенно можно судить, сравнивая их с данными в [5] величинами среднего натурального логарифма повреждаемости 1п £р (либо среднего натурального логарифма величин амах 1п аяах ), оцененными по тем же экспериментальным данным, на основании которых отыскивались соотношения типа (1). По результатам этого сопоставления для выведенных уравнений погрешности о 1п ^ (о1па ) составляют как правило 10% и даже менее от соответствующих значений
1п £Р (1п аяах ). Учитывая наблюдаемые в различных исследованиях существенные (в десятки
раз) разбросы различных оценок как самой повреждаемости, так и их значений, получаемых при попытках описания закономерностей ее изменения, указанную выше точность выявленных соотношений можно считать вполне приемлемой с точки зрения их практического использования.
Методика получения оценок коэффициентов регрессии Ь;, фигурирующих в какой-либо из зависимостей типа (1), обеспечивает практическую некоррелированность этих коэффициентов между собой [3; 4]. Кроме того, по их соотношению можно судить о влиянии того или иного независимого параметра на рассматриваемую повреждаемость конструкции. Подобный анализ коэффициентов показывает, что в большинстве случаев преобладающее влияние на повреждаемость оказывают характеристики неровностей аэродромного покрытия с и к, при этом возрастание с и к закономерно ведет к увеличению £Р ( атах).
Полученные зависимости типа (1) были использованы для проведения расчетов значений с, при которых для соответствующего сочетания факторов к, О, V, Хт не будет превышена величина предельно допустимой повреждаемости конструкции £ пред. р (либо соответствующее значение виброускорения атах р). При этом был принят подход к выбору предельно допустимой повреждаемости конструкции самолета при наземных режимах движения, который сводится к оценке средней повреждаемости £ рассматриваемой зоны планера в условиях эксплуатации и СКО этой повреждаемости. Далее значение £ пред. Р для данного элемента оценивается по соотношению
Спред.Р =С + 20с ■ (2)
Как указано выше, испытания среднего магистрального самолета проводились на аэродромах с различными уровнями неровностей покрытий в условиях варьирования параметров массы, скорости и центровки машины в их эксплуатационных диапазонах. Таким образом эти испытания можно считать в некоторой степени моделированием условий эксплуатации парка самолетов. В связи с этим для оценки фигурирующих в (2) величин £ и 0£ были использованы
полученные в указанных испытаниях данные по повреждаемости рассматривавшихся зон конструкции планера. Согласно описанному выше эти данные представляют собой оценки, определенные по записям соответствующих нагрузок, полученным в процессе 60 пробежек самолета по ИВПП пяти аэродромов Г А.
Найденные на основании указанных материалов для каждого из параметров а, MIZ28LEV, МК215РЯ, MZF49, КУ, PYLEV оценки £ , 0£ и £ пред. Р представлены в [5].
Далее для каждого показателя к из общего массива значений с, найденных с использованием данного соотношения, отбирались минимальные величины см1п, имея в виду, что при других сочетаниях независимых параметров подобные минимальные характеристики неровностей будут обуславливать повреждаемость заведомо меньшую, чем £ пред. Р (либо воздействие виброускорения а, меньшего, чем амах Р). Полученные таким образом для каждого из 18 параметров нагружения и значений к, равных -1,7, ..., -2,5 (т.е. наиболее интересных с практической точки зрения), минимальные оценки с приведены в табл. 2 (в целях обеспечения большей наглядности дальнейшего анализа эти оценки даны в виде, при котором они увеличены по сравнению с реальными в сто раз), в которой поименованы силовые факторы, рассматриваемые здесь в целях иллюстрирования общих результатов, обозначения же остальных параметров не приводятся, так как это не имеет принципиального значения.
Из табл. 2 следует, что величины см1п как правило одного порядка. В то же время для некоторых параметров нагружения см1п оказываются существенно ниже.
Это означает, что при выбранном подходе к назначению нормативов £ пред. Р (амах Р) ориентация на соответствующее каждому из показателей к минимальное значение см1п приведет к ситуации, когда при движении самолета по аэродромному покрытию с нормированным таким образом приемлемым уровнем ровности многие, а то и большинство элементов его конструкции будут существенно недогружаться с точки зрения их усталостной прочности и вибрационного состояния, т.е. ресурсы либо вибрационная устойчивость этих элементов будут заведомо не использоваться. Такой подход нельзя признать целесообразным.
По всей видимости более логичным в данном случае следует считать такой выбор нормативных значений с, при котором учитывались бы как вопросы обеспечения безопасности полетов, так и необходимость в большей мере использовать заложенные в конструкцию самолетов запасы усталостной и вибрационной прочности.
При этом следует иметь в виду, что вопросы обеспечения безопасности полетов учитывались кроме того и при выборе использованных в процессе получения оценок см1п значений £ пред. Р.
С точки зрения оптимального использования запасов усталостной и вибрационной прочности конструкции самолета очевидны два предельных случая. Первый - это ориентация на минимальные значения параметров см1п, которая обрекает эксплуатацию на неэффективное использование возможностей самолетного парка с точки зрения ресурсов и вибрационной прочности. Второй - допущение ситуации, когда при эксплуатации машин на аэродромном покрытии с приемлемым уровнем неровностей повреждаемость либо вибронагруженность практически всех наиболее важных с точки зрения прочности и виброкомфорта зон конструкции самолета будут превышать (или находиться на уровне) установленные ограничения. Очевидно, что оба эти случая не должны быть реализованы на практике по соображениям эффективности эксплуатации (первый) и обеспечения безопасности полетов (второй).
Следовательно, необходимо найти некоторое промежуточное решение, приемлемое с учетом указанных выше достаточно противоречивых соображений. По-видимому оно должно состоять в допущении при эксплуатации самолета на аэродромном покрытии с приемлемым уровнем неровностей некоторой ограниченной вероятности невыхода повреждаемостей (либо вибронагруженности) всей совокупности важных с точки зрения прочности и виброкомфорта зон планера за пределы установленных ограничений.
При рассмотрении подобных технических проблем с использованием вероятностных методов наиболее приемлемыми считаются решения, отклонения от которых равновероятны как в ту, так и в другую стороны, т.е. вероятность таких отклонений равна 50%. Очевидно, что и в данном случае нет причин отступать от указанного принципа. Таким образом, целесообразно принять при установлении предельно допустимых в эксплуатации характеристик неровностей аэродромного покрытия вероятность невыхода повреждаемостей (а также показателей вибрации), обуславливаемых всей совокупностью важных с точки зрения усталостной прочности и вибрационного состояния конструкции нагружающих факторов, за введенные ограничения, равной 50% (табл. 1).
Таблица 1
Расчетные оценки нормативных значений характеристики уровня неровностей аэродромного покрытия с
№№ п/п "'^''парам— 1,7 1,8 2,0 2,2 2,5
1 2 3 4 5 6 7
1 а 620,8 594,4 541,5 488,6 409,4
2 МК28ЬЕУ 304,6 268,5 196,4 124,3 16,09
3 400,1 342,6 227,8 113,0 4,474
4 МК215РК 606,3 524,5 360,7 196,9 2,678
5 271,7 183,8 7,957 1,171 3,252
6 2,031 119,1 89,06 25,99 47,53
7 М2Б49 607,0 545,4 422,1 298,8 113,9
8 595,2 559,9 489,2 418,5 312,5
9 385,8 348,0 272,5 197,0 83,70
10 688,8 649,8 571,9 493,9 377,0
11 648,9 596,4 491,4 386,4 228,9
12 607,2 491,7 194,7 138,6 0,4932
13 141,5 143,2 145,1 146,1 107,7
14 82,46 23,71 14,42 2,841 9,403
15 РУЬЕУ 549,0 453,5 296,6 184,8 102,1
16 478,6 417,4 295,0 172,6 0,2733
17 580,5 527,6 421,6 315,6 156,7
18 23,73 62,78 44,65 28,94 10,59
сміп міп 2,031 23,71 7,957 2,841 0,2733
При этом подобное решение оказывается "золотой серединой" между рассмотренными выше двумя предельно полярными подходами к нормированию коэффициентов с, в равной мере способствующим удовлетворению требований эффективности технической эксплуатации парка и обеспечения безопасности полетов. Указанный уровень вероятности учитывает в то же время используемый подход к установлению нормативов повреждаемости, выбранных исходя из желания иметь некоторые неиспользуемые запасы усталостной прочности конструкции самолетов, а также ожидаемые условия эксплуатации парка на аэродромах с различными, в том числе и весьма далекими от предельно допустимых уровнями неровностей покрытий.
Кроме того, устанавливаемый уровень вероятности соответствует аналогичному уровню, обеспечиваемому для оценок £р, получаемых с использованием соотношений типа (1), выявленных согласно с указанным выше принципом равновероятности и взятых за основу при получении предельных характеристик см;„. Таким образом, идентичность этих уровней вполне логична.
Упомянутые выше нормативы ровности аэродромных покрытий, разработанные в результате исследований СибНИА, основываются на существенно менее представительной (по сравнению с рассматриваемой) информации о повреждаемости конструкции самолета при наземных режимах эксплуатации. Анализ фигурирующих в этих нормативах ограничений с использованием данных табл. 1 показывает, что подобные ограничения фактически неосознанно подразумевают наличие некоторого уровня Р вероятности невыхода повреждаемостей элементов, определяющих усталостную прочность конструкции при наземных режимах эксплуатации, за установленные лимиты. Оказывается, что при к, равных 2,8, ..., 4, подобная вероятность составляет 40 - 60%, т.е. практически соответствует выбранному для целей нормирования уровню. В связи с этим изменение по сравнению с нормативами СибНИА предельно допустимых в эксплуатации характеристик с неровностей аэродромных покрытий, соответствующих к = 2,8, ., 4, было признано нецелесообразным.
В то же время для к = 1,7, ..., 2,5 приведенные в нормативах СибНИА величины сдоп, как оказывается, отвечают уровню Р @ 55 - 75%. В связи с этим они были скорректированы с учетом установленного норматива Р = 50%, т.е. по совокупностям значений см;„, приведенных в соответствующих колонках табл. 1, получены согласно [8] оценки медианы отраженных этими совокупностями законов распределения см;„. Найденные таким образом нормативные значения сдоп даны в табл. 2.
Таблица 2
Уточненные нормативы ровности эксплуатирующихся аэродромных покрытий
k 1,7 1,8 2,0 2,2 2,5
сдоп 5,14 4,35 2,84 1,79 0,66
Как видно из табл. 2, установленные с использованием вероятностного подхода нормативы Сдоп ровности эксплуатирующихся аэродромных покрытий существенно превышают аналогичные величины, предусмотренные упомянутым документом СибНИА. Таким образом, уточненные нормативы позволят обеспечить более эффективное использование заложенных в конструкцию самолетов Г А запасов усталостной прочности и надлежащий уровень безопасности полетов. В то же время эти нормативы нуждаются в корректировке с учетом особенностей эксплуатации на аэродромных покрытиях самолетов других типов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Morris G.J., Hall A.W. Recent studies of runway roughness. - NASA SP-83, May 1965, p.p. 1-7.
2. Налимов В.В., Чернова Н.А. Статистические методы планирования экстремальных экспериментов. - М.: Наука, 1965.
3. Пугачев В.С. Теория вероятностей и математическая статистика. - М.: Наука, 1979.
4. Филиппов В.П. Разработка и оптимизация статистической модели регистрации перегрузки при приземлении самолета Л-410УВП бортовым самописцем // Труды ГосНИИ ГА, 1985. - Вып. 233.
5. Аверина С.Ю., Алакоз А.В., Караев К.З., Филиппов В.П. Нормирование уровня неровностей аэродромных покрытий с учетом его комплексного воздействия на средний магистральный самолет // Труды ГосНИИ ГА, 1993. - Вып. 304.
6. Крылов В.И., Бобков В.В., Монастырный П.И. Вычислительные методы. - М.: Наука, 1976.
7. Тейлор Дж. Введение в теорию ошибок. - М.: Мир, 1985.
8. Хан Г., Шапир С. Статистические модели в инженерных задачах. - М.: Мир, 1969.
NORMING OF EVENNESS OF RUNWAY SURFACES TAKING INTO ACCOUNT THE INFLUENCE TO MIDDLE RANGE PLANE
Filippov V.P.
The method of creation of acceptable norms for the runway roughness characteristics is described. This method takes into account the influence of runway roughness characteristics to transport middle range plane resource and vibration com-
fort of the crew and passengers. The results of application of this method are given. Norms for middle range planes, created with such manner, must be used for as new runways as for such runways after the hard overhaul.
Key words: runway surface, roughness, norms, spectral density of runway roughness, middle range planes.
Сведения об авторе
Филиппов Валентин Павлович, 1950 г.р., окончил МАТИ (1972), кандидат технических наук, доцент, начальник отдела исследований динамики полета, систем управления и прочности Авиационного сертификационного центра ГосНИИ ГА, автор 39 научных работ, область научных интересов - нагру-женность, прочность конструкций самолетов и ее поддержание в условиях эксплуатации.
