Анализ материалов, полученных в процессе эксплуатации самолетов нового поколения, позволяет выявить тенденции изменения причин тяжелых авиационных происшествий в мировой гражданской авиации (рис. 1.10). Из этого рисунка видно, что основная доля авиационных происшествий приходится на этап захода на посадку и посадку (76 %). Внедрение систем автоматического управления и изменение характера летной работы привели к появлению значительной доли авиационных происшествий по причине столкновений с землей на исправном самолете (41 %) и потери способности управлять самолетом в полете (30 %).
Количество происшествий на самолетах СГТ Д-217
1 – заход на посадку и посадка;
2 – столкновение с землей на исправном самолете;
3 – потеря способности управлять самолетом в полете;
4 – прекращение взлета;
5 – полная выработка топлива;
6 – наземные происшествия.
Рис. 1.10. Причины тяжелых авиационных происшествий в мировой гражданской авиации за период с 1989 по 1998 гг. (по материалам Boeing Operations Symposium, 1999)
В следующей таблице приведены основные типы ошибок экипажей приведших к авиационным происшествиям [83].
Типы ошибок экипажей
По данным таблицы видно, что неправильные решения экипажа – основная причина авиационных происшествий. На основе эксплуатации ЛА относительно причин возникновения и способа нейтрализации риска: можно сформулировать следующее:
– уровень риска в полете на современном ЛА определяется уровнем свойств и состоянием всего авиационного комплекса, включая: ЛА; экипаж; бортовые системы управления ЛА и обеспечение жизнедеятельности; наземные средства руководства полета;
– необходимый уровень риска обеспечивается высоким уровнем знаний характеристик ЛА и условий полета, в том числе состояния среды, в которой протекает полет;
– при рассмотрении проблем моделирования риска необходимо учитывать характер многих закономерностей, имеющих место в процессе функционирования авиационного комплекса;
– ведущая роль в благоприятном завершении полета принадлежит системе «ЛА – экипаж».
Эксплуатационный риск – векторная величина, т. е. многомерная характеристика, каждая компонента которой, оценивается разными службами, людьми (организующими полет или участвующими в полете) различным образом. При этом эксплуатационный риск включает в себя следующие виды рисков:
– производственные, связанные с исполнением конструкции ЛА, двигателя и бортового оборудования;
– технические, связанные с бортовым оборудованием, которое обеспечивает предотвращение выхода из области допустимых состояний;
– финансовые, обусловленные превышением фактических экс-плутационных расходов над расчетными или оптимальными, в том числе из-за расхода топлива;
– характеристик ЛА и надежности рекомендаций по управлению им;
– возмущающие факторы, в том числе от среды, 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 осуществляется 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 случайных факторов 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 соответствует свои погрешности. Кроме того, часто глубина наших знаний 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.
1.4. Показатели технического риска
Потери топлива и техники в процессе эксплуатации ЛА являются основными потерями для современных ЛА, о чем свидетельствует анализ материалов их эксплуатации. В качестве основных факторов и параметров, обуславливающих указанные потери при эксплуатации (эксплутационный риск) будем рассматривать параметры:
– траектории полета, в том числе высоту, число Маха, скорость;
– влияющие на расход топлива и безопасность: масса, положение центра тяжести, сопротивление и подъемная сила ЛА.
В процессе разработки показателей технического риска для самолета необходимо учитывать все четыре этапа его жизненного цикла. На этапе научно-исследовательских работ учитывается роль науки; на втором этапе – роль конструкторско-проектных работ; на третьем – роль технологических процессов производства самолета; на четвертом – проблему эксплуатации и, прежде всего, обеспечение безопасности и оптимальности полета. При этом величина технического риска есть интегральная характеристика, обусловленная потерями при создании и эксплуатации технических систем и объектов, т. е. на протяжении всего жизненного цикла, включая НИР, ОКР, производство, эксплуатацию.
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 q.
В случае, когда параметры траектории полета отличаются от оптимальных, например, при отсутствии системы оптимизации режимов пилотирования (СОРП), и топливо расходуется не оптимально, происходят потери, что обуславливает соответствующий риск. Величина потерь для современного лайнера может достичь больших величин, если его не оборудовать СОРП.
В реальных условиях на ЛА могут быть установлены:
– только система оптимизации режимов пилотирования;
– только система предупреждения критических режимов;
– одновременно обе системы.
Случай, когда имеется только СПКР, рассмотрен в работе [6]. Назначение СОРП состоит в обеспечении в каждом полете максимальной дальности полета. Рассмотрим, как в процессе проектирования самолета, имеющего СОРП, формируется показатель риска, связанный с достижением или не достижением 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 Lкр – критическая, равная максимальному значению, дальность полета ЛА.
При проектировании мы получаем расчетную величину дальности полета Lр. Если бы методы расчета и математические модели не обладали погрешностями, то Lр = Lкр. В реальности за счет по-грешностей расчета δLp имеем Lp = Lкр + δLр, т. е. Lр ≠ Lкр. Равенство имеет место, когда M{δLр} = 0, где M{δLр} – математическое ожидание случайной величины δLр. При этом имеем M{Lр} = Lкр.
При проектировании с целью обеспечения заданной (максимальной) дальности полета выбираются необходимые параметры самолета (обозначим их через А). За счет ошибок δLр мы можем выбрать параметр ЛА с ошибками δА такими, что дальность полета L0 < Lкр. Прогнозирование и оценка такой ситуации важна для инвестора, так как расходы на работы в случае L0 < Lкр могут не окупиться и возрасти после проведения ОКР, когда обнаружится этот факт, например, за счет того, что они должны быть повторены.
Погрешность расчетов δLр представим в виде: δLр = δL1 + δL2, где δL1 – погрешность, обусловленная расчетами аэродинамических сил Rx, Ry, Rz и другими факторами, влияющими на Rx, Ry, Rz; δL2 – погрешности, обусловленные несовершенством алгоритмов оптимизации, построенных на этапе НИР, включающих погрешности, стабилизации и управления. Отметим, что погрешности существующих методов расчета аэродинамических характеристик достигают 10 %.
На этапе опытно-конструкторских работ уточняется Lкр = Lmax и после экспериментального полета получают величину равную . При этом = Lр + δL0, где δL0 – погрешность дальности полета, обусловленная влиянием погрешностей опытных образцов бортового оборудования, двигателя, конструкции самолета.
