Разработка мероприятий по повышению надежности системы управления вертолета Ми-8Т

Работа из раздела: «Транспорт»

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. Теоретические основы дипломного проектирования

1.1 Техническое устройство как объект оценки надежности

1.1.1 Основные понятия

1.1.2 Классификация отказов

1.1.3 Факторы, определяющие надежность авиационной техники

1.1.4 Определения и термины системы ТОиР

1.2 Разработка структурной схемы и оценки её надёжности

1.2.1 Структурные модели надежности

1.2.2 Методы повышения надежности устройств

1.2.3 Классификация способов резервирования

1.2.4 Расчет надежности при общем резервировании

1.3 Система управления вертолета Ми-8Т

1.3.1 Проводка системы управления вертолета

1.3.2 Продольно-поперечное управление

1.3.3 Путевое управление

1.3.4 Замыкающий вал

1.3.5 Устранение несоконусности лопастей несущего винта

Глава 2. Анализ функциональных отказов и расчет надежности системы управления вертолета Ми-8Т

2.1 Оценка показателей надежности системы управления вертолета Ми-8Т

2.1.1 Параметр потока отказов

2.1.2 Вероятность безотказной работы

2.1.3 Налет на отказ общий

2.1.4 Построение зависимостей вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа от наработки

2.2 Анализ надежности системы управления вертолета Ми-8Т в а/к «ЮТэйр»

2.2.1 Вычисление величины налетана отказ общего

2.2.2 Нахождение параметра потока отказов

2.2.3 Построение зависимостей вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа от наработки

2.2.4 Разработка структурной схемы оценки надежности системы управления вертолета Ми-8Т

2.2.5 Приведение надежности агрегатов трансмиссии вертолета к Нормам Летной Годности (НЛГ)

Глава 3. Разработка мероприятий по повышению надежности системы управления вертолета Ми-8Т

3.1 Разработка мероприятий по повышению надежности гидроусилителей РА-60Б и КАУ-30Б вертолета Ми-8Т

3.2 Разработка мероприятий по повышению надежности кронштейна и тросовой проводки вертолета Ми-8Т

Глава 4. Безопасность жизнедеятельности, экологическая безопасность и экономическая эффективность ПТО

4.1 Безопасность жизнедеятельности

4.1.1 Описание производственного участка

4.1.2 Электробезопасность

4.1.2.1 Расчет заземления

4.1.2.2 Освещенность рабочего места оператора

4.1.3 Микроклимат вычислительного центра

4.1.4 Пожарная безопасность

4.2 Экологическая безопасность

4.3 Экономическая эффективность ПТО

4.3.1 Обоснование экономической эффективности ПТО

4.3.2 Расчет заработной платы

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список используемой литературы

ПРИЛОЖЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

Повышение эффективности использования по назначению авиационной техники при обеспечении высокой безопасности полетов -- главный источник укрепления и роста экономики предприятий гражданской авиации. Для повышения эффективности использования авиационная техника совершенствуется, растет насыщение летательных аппаратов автоматическими системами управления и регулирования, аналоговыми и цифровыми вычислительными устройствами. Однако при этом возрастает сложность систем авиационной техники, число элементов, узлов, блоков изделий. Каждый из элементов в процессе работы может отказать. И чем больше элементов в изделии, тем будет и больше вероятность того, что в полете хотя бы один из этих элементов откажет. А появление отказа определенных изделий в полете может быть причиной предпосылки к летному происшествию или самого происшествия. Таким образом, усложнение авиационной техники для повышения ее эффективности усложняет и проблему повышения ее надежности и безопасности полетов.

По данным ИКАО около 20...30% всех авиационных происшествий (АП) происходят из-за отказов авиационной техники, до 14% АП являются следствием низкого качества технического обслуживания авиационной техники, т.е. происходят по вине инженерно-технического состава авиационных предприятий.

Поэтому в последние годы внимание научных и инженерно-технических работников, занятых решением задач эксплуатации авиационной техники, обращено к этим проблемам. Успешное их решение позволит существенно улучшить показатели использования вертолетов, надежности работы их систем и изделий, регулярности полетов, исправности и экономичности эксплуатации.

Низкую надежность, заложенную при создании изделий авиационной техники, трудно компенсировать даже высоким качеством ее технического обслуживания. При этом возрастают время и трудозатраты на обслуживание авиационной техники, так как при малой ее надежности необходимо увеличивать глубину и частоту контроля ее технического состояния, объемы профилактических и восстановительных работ.

Чтобы обеспечить высокую эффективность гражданской авиации, к авиационной технике предъявляются жесткие требования в отношении ее надежности, качества работы, простоты и трудоемкости ее использования в полете, трудоемкости и времени технического обслуживания и восстановления.

Надежность авиационной техники оценивается с помощью специальных численных критериев. Это позволяет установить ее соответствие требованиям летной и технической эксплуатации, выполнять расчеты потребных ресурсов авиатехники. Это позволяет заказчику предъявлять разработчикам научно обоснованные (оптимальные) требования к техническим характеристикам создаваемой авиационной техники.

Совершенство любого метода обслуживания и ремонта определяется тем, насколько полно он обеспечивает взаимодействие между объективно существующим процессом изменения технического состояния объекта и процессом его технической эксплуатации, характеризуемым последовательной во времени сменой различных состояний: полета, видов обслуживания и ремонта, хранения, ожидания и т. п.

Традиционный планово-предупредительный метод обслуживания и ремонта, основанный на выполнении профилактических работ определенных объемов через заранее запланированные интервалы времени или наработки независимо от состояния систем и изделий, обеспечивает слабое взаимодействие между указанными процессами.

Более тесную связь между ними, когда состояния процесса эксплуатации назначаются в соответствии с возникающими у объекта техническими состояниями, обеспечивают методы обслуживания и ремонта по состоянию.

Эти методы, как и традиционный метод обслуживания и ремонта по наработке, по своей природе являются также планово-предупредительными. Планируемыми здесь являются лишь объемы работ по техническому диагностированию объектов и периодичность их выполнения. Предупредительный же характер методов обеспечивается путем постоянного наблюдения при эксплуатации за уровнем надежности, а в ряде случаев и техническим состоянием функциональных систем и отдельных изделий с целью своевременного выявления предотказного состояния последних с последующей заменой или восстановлением значений контролируемых параметров до заданных величин.

Основным принципом методов обслуживания и ремонта по состоянию является принцип предупреждения отказов функциональных систем самолета и их, отдельных наиболее важных изделий при условии обеспечения максимально возможной наработки их до замены.

Большое разнообразие возможных методов обслуживания и ремонта по состоянию условно можно объединить в две основные группы: с контролем уровня надежности и с контролем параметров объектов эксплуатации. В первом случае задача обслуживания сводится к управлению уровнем надежности определенной совокупности однотипных изделий, а во втором -- к управлению техническим состоянием каждого конкретного изделия. Обслуживание и ремонт по состоянию с контролем уровня надежности заключаются в оперативном сборе, обработке и анализе данных о надежности и эффективности эксплуатации совокупности однотипных изделий и выработке решений о необходимых объемах профилактических работ для всей совокупности изделий или для определенной их группы. Замена каждого из изделий при этих методах производится, как правило, после его отказа, являющегося безопасным для функциональной системы.

В свою очередь, методы обслуживания и ремонта по состоянию с контролем параметров предусматривают непрерывный или периодический контроль и измерение параметров, определяющих техническое состояние функциональных систем и изделий. Решение о замене или восстановлении работоспособности изделий здесь принимается тогда, когда значения контролируемых параметров достигают предкритического уровня.

Из изложенного следует, что применение новых методов обслуживания и ремонта основывается на глубоком знании характеристик надежности функциональных систем и их изделий, четкой организации информационного обеспечения, широком использовании для оценки технического состояния объективных средств и методов контроля, а также высоком уровне эксплуатационной технологичности конструкций.

Из выше изложенного очевидна необходимость глубокого изучения и практического применения основ теории надежности авиатехники эксплуатирующими ее специалистами.

Глава 1. Теоретические основы дипломного проектирования

1.1 Техническое устройство как объект оценки надежности

1.1.1 Основные понятия

Надежность является сложным свойством, которое, в зависимости от назначения и условий применения объекта, состоит из сочетаний свойств безотказности, долговечности, ремонтопригодности, сохранности.

Безотказность есть свойство объекта непрерывно сохранять работоспособное состояние в течение заданного времени или заданной наработки.

Долговечность свойство объекта сохранять работоспособность до наступления предельного состояния, при котором его дальнейшее использование невозможно или из-за низкой безотказности, или по экономическим соображениям. Например, появившиеся новые типы воздушных судов, как правило, расходуют меньше топлива, более удобны для перевозки пассажиров и грузов, чем эксплуатировавшиеся ранее, которые поэтому снимаются с эксплуатации.

Ремонтопригодность свойство объекта, заключающееся в его приспособленности к предупреждению и обнаружению причин возникновения отказов, повреждений, к восстановлению и поддержанию работоспособности путем проведения технического обслуживания и ремонта воздушного судна.

Сохраняемость свойство объекта сохранять значения показателей безотказности, долговечности и ремонтопригодности в течение хранения и транспортирования.

Объектом исследования и обеспечения надежности является техническое устройство.

Под техническим устройством понимается любая законченная конструкция - машина, механизм, агрегат, прибор, узел или комплекс подобных конструкций, предназначенная для выполнения определенных функций.

При исследовании надежности широко используется также понятия «система» и «элемент».

Системой называется совокупность совместно действующих технических устройств, выполняющих единую задачу.

Элемент представляет собой отдельное техническое устройство, входящее в систему, которое при исследовании надежности рассматривается как единое нерасчленяемое целое.

В зависимости от задач исследования надежности каждый из элементов системы может рассматриваться как система, состоящая, в свою очередь, из элементов.

Техническое устройство может находиться в исправном, работоспособном, неисправном, неработоспособном и предельном состояниях.

Исправное состояние, при котором устройство соответствует всем требованиям, установленным нормативно-технической документацией. Эти требования касаются как основных выходных параметров (т.е. определяющих качество выполнения устройством заданных функций), так и второстепенных, неосновных параметров, от которых не зависит работоспособность устройства на рассматриваемом отрезке времени.

Работоспособное - состояние, при котором устройство способно выполнять заданные функции, сохраняя значения определяющих параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией. При этом какие-то из неосновных параметров могут не удовлетворять нормативным требованиям;

Неисправное - состояния, при котором устройство не соответствует хотя бы одному из требований, установленных нормативно-технической документацией.

Следовательно, исправное устройство всегда является и работоспособным, а работоспособным может быть и неисправное устройство.

Неработоспособное - состояние, когда значение хотя бы одного из определяющих параметров не соответствует требованиям нормативно-технической документации. Неработоспособное состояние всегда является и неисправным;

Предельное состояние, при котором его дальнейшее применение недопустимо по условиям надежности, или нецелесообразно по экономическим причинам, либо восстановление его работоспособного состояния невозможно или нецелесообразно;

Отказ событие, заключающееся в нарушении работоспособности устройства (системы). При отказе один или несколько основных параметров выходят за границы полей допусков.

Повреждение состояние неисправности устройства, которое появилось вследствие внешних воздействий на него.

Примерами внешних воздействий могут быть: попадание посторонних предметов в компрессор авиадвигателя в полете, поломка амортизации блока или погнутость корпуса блока в результате небрежности обслуживающих специалистов, попадание молнии в воздушное судно и т.д.

Всякое повреждение, разрегулировка и другие неисправности, не приведшие к потере работоспособности устройства, называется дефектом.

В процессе эксплуатации устройство может переходить из одного состояния в другое. Устройство из исправного состояния может перейти в состояние дефекта или отказа. В результате дефекта оно становится неисправным, но работоспособным. В дальнейшем оно может стать неработоспособным. В результате отказа или повреждения возможно наступление неработоспособного или предельного состояния. Из всех неисправных состояний возможен перевод устройства в исправное состояние в результате проведения ремонта (текущего, капитального). Из предельного состояния обычно устройство направляется на списание, хотя в некоторых случаях возможен капитальный ремонт и возвращение его в эксплуатации.

1.1.2 Классификация отказов

В зависимости от классификационных признаков отказы делятся на следующие виды:

по характеру процесса возникновения - внезапные, постепенные;

по влиянию на работоспособность - полные, неполные (частичные);

по внешнему проявлению -- явные, неявные;

по взаимосвязи отказов -- зависимые, независимые;

по времени существования - устойчивые, сбои, перемежающиеся;

по причине - конструкционные, производственные, эксплуатационные.

Внезапные отказы проявляются в виде резких изменений одного или нескольких основных параметров под воздействием скрытых случайных факторов, связанных с внутренними дефектами элементов, ошибками операторов и т. д.

Постепенные отказы развиваются сравнительно медленно, являются чаще всего следствием износа и старения элементов, нарушения регулировок и т. п.

Деление отказов на внезапные и постепенные является условным. Практически почти любой внезапный отказ есть следствие постепенного развития каких-то неисправностей в объекте (при нормальных условиях эксплуатации), которые остаются незаметными для нас. Однако при появлении соответствующих методов и средств контроля, обеспечивающих увеличение глубины и достоверности контроля, отказы, ранее считавшиеся внезапными, переходят в группу постепенных.

Полные отказы приводят к полному нарушению работоспособности, а неполные (частичные) вызывают ухудшение качества его функционирования. Примерами частичных отказов могут служить увеличение времени уборки-выпуска шасси.

Явные отказы обнаруживаются сразу при внешнем осмотре или при включении устройства в работу. Для обнаружения неявных отказов требуется применение специальных средств контроля.

Зависимые отказы - отказы элементов, обусловленные повреждением или отказом другого элемента. Они происходят в результате перегрузок первых, связанных с отказами других элементов. Отказ плунжерного насоса может привести к отказу обратных клапанов забивке фильтров и т.д.

Независимые отказы не обусловлены отказом какого-либо другого объекта.

Устойчивые отказы устраняются только после выполнения специальных восстановительных работ.

Сбой - самоустраняющийся отказ, который приводит к кратковременному нарушению работоспособности устройства. Отказы такого вида исчезают самопроизвольно без вмешательства оператора. Наиболее характерны сбои для электронно-вычислительных устройств: здесь даже один сбой может быть причиной совершенно неверных результатов реализации программы вычислений.

Перемежающиеся отказы представляют собой случай, когда один и тот же отказ периодически появляется и самоустраняется. Например, при поврежденной изоляции оголенный участок электропровода периодически может касаться корпуса воздушного судна (при эволюциях воздушного судна), вызывая нарушения в работе определенной аппаратуры. Периодически повторяющийся один и тот же сбой в ЦВМ также можно отнести к перемежающимся отказам.

Конструкционный отказ появляется в результате ошибок и нарушения норм конструирования устройства.

Производственный отказ возникает в результате нарушения установленной технологии изготовления или ремонта устройства.

Эксплуатационный отказ является следствием нарушения установленных правил эксплуатации объекта.

В зависимости от последствий отказы авиационной техники делятся на следующие четыре группы:

катастрофические - которые, как правило, ведут к авиационному происшествию (заклинивание рулей, невыпуск шасси и т. д.);

критические - которые могут привести к авиационному происшествию и парирование которых в полете требует больших эмоциональных и физических напряжений от экипажа (самовыключение одного из авиадвигателей, отказ системы автоматического управления полетом в некоторых режимах ее работы и т. п.);

граничные, которые приводят к значительному ухудшению условий полета, но не угрожают безопасности полета (отказ одного- двух насосов из шести имеющихся, отказ какого-либо из приборов на приборном пульте одного из пилотов при наличии такого прибора у другого пилота и т. д.);

безопасные, которые не приводят к опасным последствиям и создают экипажу (пассажирам) при выполнении полета лишь незначительные затруднения (отказы отдельных ламп освещения, электронагревательных элементов в кухне и т. д.).

Функциональный отказ -- потеря комплексом бортовых систем способности выполнять предназначенную для него функцию (рулевого управления, производства электроэнергии, навигации и т. д.).

В зависимости от приспособленности к восстановительным работам устройства делятся на ремонтируемые и неремонтируемые, восстанавливаемые и невосстанавливаемые.

Ремонтируемым называется устройство, исправность и работоспособность которого при отказе могут быть восстановлены путем ремонта, если это предусмотрено нормативно-технической документацией.

Неремонтируемым является устройство, исправность и работоспособность которого при отказе не подлежит восстановлению путем ремонта (лампы накаливания, электронные лампы, микросхемы, залитые компаундами блоки и т.д.).

Восстанавливаемым устройством называется такое, которое после отказа подлежит восстановлению в рассматриваемых условиях эксплуатации (в рассматриваемой ситуации).

Невосстанавливаемым, называется устройство, работоспособность которого после отказа не подлежит восстановлению в рассматриваемых условиях эксплуатации.

Ремонтируемое устройство может быть принято как восстанавливаемое и как невосстанавливаемое, в зависимости от рассматриваемой ситуации. Например, гидроаккумулятор является ремонтируемым. При некоторых отказах он является восстанавливаемым в условиях эксплуатации (нарушение герметичности зарядного клапана). При других отказах (внутренняя негерметичность) в условиях эксплуатации гидроаккумулятор оказывается невосстанавливаемым. Но он может быть отремонтирован, т. е. восстановлен на ремонтном заводе. Таким образом, понятия о восстанавливаемых или невосстанавливаемых устройствах являются относительными к рассматриваемым ситуациям (характер отказа, условия эксплуатации или ремонта),

Неремонтируемое устройство является в то же время и невосстанавливаемым, а ремонтируемое устройство может быть восстанавливаемым в одних условиях и невосстанавливаемым в других.

1.1.3 Факторы, определяющие надежность авиационной техники

Надежность изделий зависит от многих факторов, которые условно можно разделить на три группы:

Конструктивные, определяемые качеством проектирования изделия. К ним относятся: рациональность выбранных схем и конструктивного решения; качество и обоснованность выбранных материалов; ограничения по массе, габаритным размерам и стоимости; полнота учета условий эксплуатации; выбранные запасы прочности; режимы работы элементов схемы и конструкции; стандартизация и унификация элементов изделия; обеспечение возможности контроля качества изготовления в процессе производства и приспособленность к контролю состояния изделия в процессе эксплуатации;

Производственные, определяемые условиями и качеством изготовления изделия. В эту группу факторов входят: качество организации производства; совершенство технологии изготовления; классификация производственного инженерно-технического и рабочего состава; качество применяемого производственного оборудования - средств производства; совершенство системы производственного контроля качества изготовления; полнота и качество заводских испытаний; качество упаковки, хранения и транспортировки.

Эксплуатационные, определяемые воздействиями на изделие в процессе его эксплуатации. Эту группу факторов составляют: качество организации и осуществления технического обслуживания и процесса использования авиатехники по назначению; соблюдение установленных режимов работы и технического обслуживания изделия; квалификация летного и инженерно-технического состава; социальные условия работы и жизни личного состава; внешние физические факторы (температура, влажность, давление, вибрации и т. д.); биологические факторы, определяющие воздействие микроорганизмов и других явлений живой природы на состояние изделий авиатехники; условия хранения изделия; своевременность и качество проведения мероприятий по поддержанию и повышению надежности изделий.

Из приведенного перечня факторов следует, что проблемой надежности должны заниматься физики, химики, биологи, конструкторы, технологи, психологи, эксплуатационники, летные экипажи. Успешно решить эту проблему можно лишь их совместными усилиями.

Определенный уровень надежности изделия закладывается при его конструировании и производстве. В процессе эксплуатации при соблюдении всех требований завода-изготовителя по эксплуатации этот уровень надежности обеспечивается. Существует мнение, что в процессе эксплуатации невозможно повысить уровень надежности изделия по сравнению с тем, который заложен в него на заводе.

Однако заложенный на заводе уровень надежности изделия зависит от запланированной технологии его технического обслуживания, от возможностей существующих и созданных средств контроля его технического состояния. Поэтому в процессе эксплуатации возможно повысить надежность в полете, если будут усовершенствованы средства контроля для увеличения глубины и достоверности контроля технического состояния изделия. В результате такого углубленного контроля и своевременной профилактики можно увеличить надежность изделия по отношению к надежности, установленной заводом.

1.1.4 Определения и термины системы ТОиР

Под системой ТО понимается совокупность взаимосвязанных средств, документации технического обслуживания и ремонта и исполнителей, необходимых для поддержания работоспособности (готовности к работе) ЛА. Целью технологии является использование закономерностей процесса обслуживания для обеспечения требуемого качества обслуживания. Технологический процесс обслуживания составляет последовательное восстановление качественного состояния техники. Поскольку основу разработки технологии обслуживания составляет технология машиностроения, в дальнейшем изложении используется установившиеся в ней понятия и определения.

Ряд основных понятий о видах работ, выполняемых в процессе ТО, стандартизирован (например, ГОСТ 18322 - 78 и 24212 - 80). Так, в соответствии с ГОСТ 18322 - 78 определяется как операция или комплекс операций по поддержанию работоспособности или исправности изделия при использовании по назначению, ожидании, хранении и транспортировании.

Совершенствование ЛА осуществляется на всех этапах его жизненного цикла, начиная с поисковых исследований и кончая эксплуатации. Вместе с ЛА все эти этапы проходит и его система ТО. Повышение качества отработки системы эксплуатации, характеристик ТО ЛА стало одним из основных требований, предъявляемых к летным испытаниям.

Для реализации процесса обслуживания организуются и оборудуются рабочие, места, на которых размещается технологическое оборудование. Законченная часть процесса обслуживания, выполнения на отдельном рабочем месте, называется операцией. Операция - основной элемент планирования и учета. На нее разрабатывается основная технологическая и планирующая документация. Операция делится на переходы, являющиеся основными технологическими элементами.

Время, затрачиваемое на выполнение технологического процесса, называется трудоемкостью, которая измеряется в человеко-часах. Фактической трудоемкостью называется время, фактически затраченное на выполнение работы. Количество машин, подлежащее обслуживанию в единицу времени, составляет программу производства.

В общем случае техническое обслуживание включает контроль, проверку, профилактику и восстановление. Контроль и проверка позволяют установить фактическое состояние техники, уточнить необходимость профилактических и восстановительных работ. Профилактика устраняет снижение уровня технического состояния, т.е. предупреждает появление неисправностей, в то время как восстановление (ремонт) устраняет неисправность. Профилактика входит как в обслуживание, так и в плановый ремонт. Восстановление относится только к неплановому ремонту.

С помощью приведенных показателей оценивается технология обслуживания и определяются пути ее совершенствования. В общем случае совершенствования технологии направлено на решение следующих задач: восстановления заданного технического состояния машины; обеспечение потребной готовности; снижение стоимости обслуживания; сокращение продолжительности обслуживания; повышение безопасности работ.

Основными путями решения перечисленных задач являются:

1) организация технологии обслуживания, направленная на достижение наивысшей готовности машин за счет последовательности, при которой достигается минимальная продолжительность (цикл), при соблюдении ограничений (по надежности работ, ресурсам, совместимости и безопасности и др);

2) типизация работ обслуживания, означающую классификацию работ и составление типовой технологии их выполнения;

Согласно статистических данных по отказам вертолета Ми-8 по России можно построить следующую диаграмму, где наглядно отображена доля отказов для каждой системы. Видно, что большая часть всех отказов связана с отказами и неисправностями силовой установки и топливной системы. Таким образом, актуально будет провести анализ надежности именно для этих систем

Отказы систем вертолета Ми-8Т по России

1.2 Разработка структурной схемы и оценка её надёжности

1.2.1 Структурные модели надежности

Реальные технические устройства содержат большое число элементов. При этом увеличение числа элементов в системе в одних случаях приводит к уменьшению, а в других -- к увеличению надёжности системы. Влияние числа элементов на надёжность проявляется в зависимости от того, как эти элементы соединены на структурной схеме (или модели) надёжности устройства.

Структурная схема или модель надёжности представляет собой логическую схему, составленную из символов элементов устройства исходя только из учёта влияния состояния элементов на работоспособность устройства.

В соответствии с этим различают схемы с последовательным и с параллельным соединениями.

Схема с последовательным соединением. Если отказ рассматриваемого элемента приводит к выходу из строя всего устройства, то на модели этот элемент включается последовательно.

Пусть, например, имеется гидравлическая цепь, (рис. 1, а) состоящая из трёх последовательно соединённых линий, вероятность безотказной работы которых р1, р2, р3. При отказе одного из трубопроводов системы происходит отказ всей системы. Поэтому структурная модель надежности цепи трубопроводов представляется последовательным соединением элементов (рис. 1, б).

Рис. 1. Структурная схема надёжности системы с последовательным соединением

Однако не всегда последовательное соединение на модели соответствует последовательному соединению на схеме. Например, при отказе гидрошланга к насосу НШ-39М (в гидросистеме вертолёта Ми-8) произойдет отказ всей гидросистемы, хотя данные элементы в системе соединены параллельно (рис. 2. а). Эти элементы на структурной модели соединяются последовательно (рис. 2. б).

Рис. 2. Структурная схема надёжности с последовательным соединением элементов при их параллельном соединении в реальной схеме

Рис. 3 Вероятности безотказной работы системы Рс последовательно соединенных элементов на схеме надежности (п = 1...4 -- число элементов в схеме; р -- вероятность безотказной работы одного элемента)

Структурная схема надёжности, составленная из последовательного соединения минимально-необходимых для работы изделия элементов (то есть без резервирующих элементов), называется схемой основного соединения.

Общая интенсивность отказов последовательного соединения N элементов равна сумме их интенсивности отказов:

Вероятность безотказной работы изделия с последовательным соединением элементов равна произведению вероятностей их отказов:

В случае постоянства всех интенсивностей отказов:

Надёжность изделия с последовательным соединением элементов всегда ниже надёжности самого ненадёжного элемента из них.

Схема с параллельным соединением. На структурной модели надёжности какого-то изделия, на которой все п элементов соединены параллельно, система остается работоспособной при отказе одного, двух или любых сочетаний из n - 1 элементов.

Если система переходит в состояние отказа (теряет работоспособность) только после отказа всех её элементов, то на структурной модели надёжности эти элементы соединяются параллельно. Такое соединение элементов называют также резервирующим.

О 0,5 1

Рис. 4 Зависимости вероятности безотказной работы системы от числа m взаиморезервирующих элементов

Вероятность отказа устройства с параллельным соединением т элементов на модели равна произведению вероятностей отказов всех этих элементов:

Вероятность безотказной работы:

Из зависимости надёжности устройства от числа параллельно соединенных элементов (рис. 2) видно, что надёжность устройства с параллельным соединением элементов выше, чем надёжность самого надёжного из них.

Структурные схемы надёжности строятся для устройств и систем любых принципов работы: механических, гидравлических, электрических и т. д. Такая схема может быть построена не только для конструктивно единых устройств, но и для систем, где устройства конструктивно и функционально независимы друг от друга и предназначены для выполнения единой поставленной задачи. Примером является гидравлическая система самолёта состоящая из трех независимых систем.

1.2.2 Методы повышения надёжности устройств

Повышению надёжности технических устройств, в том числе и гидравлических систем, последнее время уделяется достаточно серьёзное внимание. Эта задача решается как по линии проектирования и производства, так и по линии проведения необходимых доработок в процессе их эксплуатации. Работы по созданию гидравлических систем должны начинаться с задания необходимого уровня надёжности. При этом каждому агрегату или узлу задаются показатели надёжности исходя из важности выполняемых функций. Исходя из этих условий, а также с учётом экономических соображений выбираются оптимальные уровни надёжности для элементов и системы в целом.

Существует несколько методов повышения надёжности технических устройств. К основным из них относятся: конструктивные методы, использование структурной и функциональной избыточности, методы отбора элементов по результатам предварительных испытании, грамотная эксплуатация.

Конструктивные методы предусматривают:

- создание таких схем, в которых при возникновении неисправностей у одного из элементов не возникали бы неисправности у других элементов

- правильный выбор элементов устройства, минимального числа их типов. При этом учитывается достигнутый уровень производства элементов;

-правильный выбор конструктивной и принципиальной схем устройства; они должны содержать наименьшее количество функционально необходимых элементов. Более высокую надёжность имеют модульные и мелкоблочные конструкции с меньшим числом межблочных разъемов;

- учёт вопросов эксплутационной технологичности конструкции;

- выбор благоприятных условий работы агрегатов, правильный подбор рабочих параметров и характеристик;

-число видов материалов, применяемых в конструкции, должно быть небольшим, сами материалы должны иметь достаточно малую скорость старения, высокую прочность ;

-обеспечение хорошей технологичности конструкции, которая позволяет быстро и экономно освоить производство и автоматизировать изготовление и контроль изделия;

-учёт возможностей операторов; должна быть исключена возможность ошибочных действий операторов и обеспечена их безопасность и удобство работы.

Использование структурной и функциональной избыточности заключается: во введении резервных элементов и устройств, предназначенных для замены отказавших; в применении схем автоматического контроля параметров устройства в процессе его работы и схем автоматической подстройки параметров устройства.

Для серийных устройств важным методом повышения надёжности является проведение предварительных испытаний, в процессе которых отбраковываются наиболее слабые из устройств и элементов. Помимо перечисленных методов существенное значение для повышения надёжности устройств имеет их технически грамотная эксплуатация, высокий уровень знаний авиационной техники инженерно-техническим и лётным составом, строгое соблюдение требований руководящей эксплуатационной документации.

Из других мер, способствующих сохранению и повышению эксплуатационной надёжности, можно назвать прогнозирование отказов и разработка мероприятий по их предотвращению, внедрение специальной контрольно-измерительной аппаратуры, создание соответствующих условий при хранениии транспортировке изделий и др.

1.2.3 Классификация способов резервирования

Принцип резервирования заключается во введении в систему дополнительных резервных устройств, избыточных по отношению к минимальной функциональной структуре системы, необходимой для выполнения заданных функций. Совокупность основной и резервирующих систем называется резервированной системой.

В зависимости от схемы включения резервных элементов различаются обшее и раздельное резервирование.

При общем резервировании (рис. 7, а) минимальная функциональная структура изделия резервируется полностью. Примером резервированной системы является основная гидравлическая система самолёта с двумя и более

параллельно работающими гидравлическими системами на общих потребителей.

При раздельном резервировании резервируются отдельные элементы, их группы, а иногда и все элементы основной системы

(рис. 7, б). Примерами такого резервирования может быть параллельное включение гидравлических насосов в одной гидравлической системе.

На летательных аппаратах широко используется функциональное резервирование, когда взаимно резервирующие друг друга системы могут иногда иметь и несколько пониженное качество выходных характеристик по сравнению с основной системой.

Резерв называется нагруженным, если резервируемые и резервирующие системы работают одновременно с одинаковой нагрузкой (параллельная работа насосов, электродвигатели в механизмах повышенной надёжности).

Если до момента отказа основного устройства резервирующее работает в облегченном режиме, то такой резерв называется дежурным или с облегченным режимом. Интенсивность отказов такого резерва в дежурном режиме меньше, чем в рабочем. Примерами облегченного резерва могут быть часть топливных электрических насосов в системе управления выработкой топлива на самолёте.

Если до момента отказа резервируемой системы резервное устройство выключено, то такой резерв называется ненагруженным.

По методу включения резервирующих элементов разделяются системы с постоянным резервированием и системы с резервированием замещением. В первом случае резерв является нагруженным или работающим в облегченном режиме, во втором -- ненагруженным.

Постоянное резервирование может быть пассивным и активным. В первом случае отказавшие элементы не отключаются из схемы системы, а во втором случае отключаются.

Степень резервирования характеризуется кратностью резервирования, под которой понимается отношение числа резервирующих элементов т -- h к числу резервируемых элементов h:

где т -- общее число параллельно включенных элементов (рис. 8); h -- минимальное число из т включенных элементов, необходимое для обеспечения нормальной работоспособности системы.

Кратность резервирования может выражаться целым и дробным числами. Например, если из четырёх параллельно работающих насосов минимально необходимое их число равно двум, то при этом: К = (4-2)/2 = 1, т. е. имеет место однократное резервирование.

Если же минимальное число насосов h=3, то кратность резервирования: К=(4-3)/3 =1/3.

Эффективность резервирования характеризуется отношением вероятности отказа Qo(t) нерезервированной системы к вероятности отказа Qp(t) резервированной системы:

R(t)=Qo(t)/QP(t).

1.2.4 Расчёт надёжности при общем резервировании

Вероятность безотказной работы. Если параллельно включаются т элементов (рис. 8.), а нормальная работа может быть обеспечена одним из них, то есть кратность резервирования К=т--1, то вероятность безотказной работы системы:

При равновероятных отказах элементов pс(t) = p(t) и

Если задана вероятность безотказной работы системы при известных вероятностях для основной системы, то необходимое число параллельно включенных элементов:

Если параллельно включено т одинаковых элементов, а для нормальной работы необходимо не менее h из них (кратность резервирования при этом может быть любой, в том числе и дробной), то вероятность безотказной работы такой системы определяется формулой, полученной на основании теоремы о повторении опытов:

где l -- число исправных элементов; pj/m -- вероятность безотказной работы ровно у из т параллельно включенных элементов; p(t) и q(t) -- вероятности безотказной работы и отказа соответственно одного из элементов;

1.3 Система управления вертолета Ми-8

1.3.1 Проводка системы управления вертолетом

Рис. 8.1. Кинематическая схема управления вертолетом: 1 - рычаги останова двигателей; 2, 16 - тросы; 3, 4, 17, 18, 19, 20 - тяги; 5- рычаг общего шага автомата перекоса; 6, 7, 8, 15-гидроусилители; 9 - направляющие ролики; 10 - звездочка механизма изменения шага рулевого винта; 11- втулочно-роликовая цепь; 12 - кронштейн; 13 - тросовая проводка управления рулевым винтом; 14 - агрегат управления; 21, 22, 23 - пружинные механизмы загрузки; 24 - электромагнитные тормоза ЭМТ-2М; 25- рычаги раздельного управления двигателями; 26 - ручка управления тормозом несущего винта; 27 - ручка ШАГ-ГАЗ; 28 - ручка продольно-поперечного управления; 29 - педали

Проводка системы управления (см._рис._8.1.) вертолетом и двигателями - смешанной конструкции. Жесткая проводка проложена от рычагов управления вертолетом до автомата перекоса и топливных насосов двигателей НР-40ВГ. Тросовая проводка применена в управлении тормозом несущего винта, остановом двигателей и в управлении рулевым винтом на участке от гидроусилителя РА-60Б до хвостового редуктора.

Колонки продольно-поперечного и педали путевого управлений кинематически связаны между собой тягами и качалками, проложенными под полом кабины экипажа. Рычаги ШАГ-ГАЗ связаны между собой замыкающим валом, от которого проложена раздельная проводка к автомату перекоса и насосу-регулятору НР-40ВГ. Рычаги раздельного управления включены к проводку управления двигателей при помощи дифференциального узла, который обеспечивает независимость управления насосами НР-40ВГ от ручек ШАГ-ГАЗ и рычагов раздельного управления двигателями.

От рычагов управления вертолетом и двигателями тяги проложены под полом кабины экипажа и соединены с нижними угловыми качалками, установленными на общем кронштейне в нижней части шпангоута № 5Н ее стороны центральной части фюзеляжа.

От нижних угловых качалок тяги проложены по стенке шпангоута № 5Н и соединены с верхними угловыми качалками, установленными на общем кронштейне. Между нижними и верхними угловыми качалками тяги состоят из двух звеньев, шарнирно соединенных с промежуточными качалками с целью создания необходимой жесткости проводки управления на вертикальном участке.

От верхних угловых качалок тяги управления двигателями соединены с рычагами блока валов, а тяги продольного, поперечного, путевого управлений и управления общим шагом проложены с нижней стороны потолочной панели и соединены с нижними рычагами агрегата 14 продольного, поперечного, путевого управлений и управления общим шагом (агрегат управления). Агрегат 14 управления установлен с верхней стороны панели у шпангоута № 10 центральной части фюзеляжа. Тяги, расположенные между верхними угловыми качалками и рычагами агрегата управления, состоят из трех звеньев, шарнирно соединенных между собой.

Средние звенья тяг закреплены в двух роликовых направляющих, установленных на шпангоутах № 4 и 6 центральной части фюзеляжа. Верхние рычаги агрегата управления соединены вертикальными тягами с качалками соответствующих гидроусилителей.

Все гидроусилители установлены на кронштейне, который закреплен на фланце главного редуктора с задней стороны. Гидроусилители продольного и поперечного управлений тягами и качалками кинематически соединены с автоматом перекоса. Гидроусилитель путевого управления соединен с рычагом сектора, от которого проложена тросовая проводка к механизму изменения шага рулевого винта. Гидроусилитель общего шага звеном соединен с рычагом общего шага автомата перекоса.

В проводку продольного, поперечного и путевого управлений установлены загрузочные механизмы с электромагнитными тормозами ЭМТ-2М. Загрузочные механизмы установлены на шпангоуте № 5Н со стороны центральной части фюзеляжа и параллельно подключены к каждой проводке в районе средних передаточных качалок. Цилиндры загрузочных механизмов соединены с промежуточными качалками, а штоки-с рычагами электромагнитных тормозов ЭМТ-2М.

Поперечные тяги, соединяющие ручки и педали управления, а также тяги продольного и поперечного управлений после гидроусилителей выполнены из хромансилиевых труб, остальные - из дюралюминиевых. На концах труб вклепаны стальные стаканы, в которые ввернуты ушковые или вильчатые наконечники для регулировки управления. В стаканах просверлены радиальные отверстия для контроля за длиной резьбовой части наконечника, ввернутого в стакан. Контрольные отверстия должны быть всегда перекрыты резьбовой частью наконечника. Наконечники фиксируются от проворачивания контргайками.

Соединение тяг с качалками и между собой выполнено на сферических шарикоподшипниках, имеющих пресс-масленки для смазки. Качалки продольно-поперечного управления после гидроусилителей изготовлены из стали, остальные - из алюминиевого сплава. Крепление качалок в кронштейнах осуществлено на шариковых подшипниках. Кронштейны качалок выполнены из магниевого сплава. Нижний, средний и верхний кронштейны выполнены общими и укреплены к стенке шпангоута № 5Н болтами.

Роликовые направляющие на шпангоутах № 4 и б по конструкции выполнены аналогично и состоят из магниевого литого кронштейна, в котором установлено на валиках 12 текстолитовых роликов (по три ролика для каждой тяги). Для регулировки зазора между тягой и роликами предусмотрена эксцентриковая ось, которая в отрегулированном положении стопорится винтом.

1.3.2 Продольно-поперечное управление

Рис. 8.4. Схема продольно-поперечного управления: 1, 4-колонки продольно-поперечного управления; 2-тяга продольного управления; 3-тяга поперечного управления; 5- пружинные загрузочные механизмы; 6 - роликовые направляющие тяг; 7 - агрегат продольного, поперечного, путевого управлений и управления общим шагом; 8, 9 - гидроусилители продольного и поперечного управлений; 10 - кронштейн крепления гидроусилителей

Продольно-поперечное управление (рис._8.4.) состоит из двух колонок 1 и управления, проводок продольного и поперечного управлений. Каждая из проводок включает систему тяг и качалок, гидроусилитель КАУ-ЗОБ, механизм загрузки с электромагнитным тормозом ЭМТ-2М, агрегат управления и автомат перекоса. Правая и левая колонки продольно-поперечного управления аналогичны по конструкции, установлены на балке пола кабины экипажа симметрично относительно продольной оси вертолета.

Рис. 8.5. Колонка продольно-поперечного управления: 1- рычаг; 2- ручка управления вертолетом; 3- рычаг торможения колес; 4,5,6,7- кнопки;8- рукоятка; 9- корпус; 10- регулируемый винтовой упор; 11- кронштейн; 12- стакан; 13- шарнирная тяга; 14- ось; 15,16- качалки; 17- проушины

Каждая колонка (рис._8.5.) состоит из ручки 2 корпуса 9, кронштейна 11, стакана 12, шарнирной тяги 13, качалок 15 и 16, установленных на оси 14. Ручка управления вертолетом изготовлена из изогнутой стальной трубки, к нижнему концу которой закреплен рычаг 1, а на верхнем конце установлена рукоятка 8 из эбонита. На рукоятке смонтированы по четыре кнопки: курковая кнопка 4 обеспечивает включение радио и СПУ, кнопка 5 - выключение автопилота, кнопка 7 - включение ЭМТ-2М, кнопка 6 - резервная. Электропроводы от кнопок проложены внутри трубы ручки и подсоединены к штепсельному разъему. На рукоятке левой ручки установлен рычаг 3 торможения колес, для удержания которого в заторможенном положении предусмотрен фиксатор. В средней части рычага 1 выполнена расточка для монтажа двух шариковых подшипников закрытого типа, обеспечивающих шарнирную навеску на корпусе 9. Болт крепления ручки является осью, относительно которой ручка управления может отклоняться в продольном направлении. В отверстие нижнего конца рычага запрессован шариковый подшипник для подсоединения к рычагу шарнирной тяги 13 продольного управления.

Корпус 9 отштампован из алюминиевого сплава и болтами жестко закреплен к стакану 12. В нижней части корпуса имеются две проушины 17 для подсоединения тяг. К одной проушине крепится тяга, соединяющая левую ручку с правой, к другой - тяга проводки поперечного управления.

Стакан 12 - стальной, установлен в расточке кронштейна 11 на двух шариковых подшипниках. Внутренние кольца подшипников с распорной втулкой между ними закреплены на стакане гайкой. Наружные кольца установлены в расточки кронштейна 11. Кольцо заднего подшипника зафиксировано от осевого перемещения гайкой с сальником.

Шарнирная тяга 13 изготовлена из стальной трубы. В задний ее конец ввернут резьбовой наконечник для регулировки длины тяги. В проушину наконечника запрессован шарикоподшипник для соединения тяги с качалкой 15 продольного управления. В передний конец трубы, имеющий больший диаметр, на двухрядном шариковом подшипнике установлен вильчатый наконечник. Внутреннее кольцо подшипника закреплено на хвостовике наконечника, наружное - зажато в трубе тяги гайкой. Шарнирная тяга 13 проходит внутри стакана 12, и ее ось совпадает с осью его вращения. Наличие шарниров в конструкции тяги исключает скручивание тяги при поперечном отклонении ручки управления.

Кронштейн 11 отлит из магниевого сплава. Он имеет фланец для крепления к балке пола кабины, расточку для монтажа стакана 12 и расточку под ось 14 качалок 15 и 16. Ось качалок установлена в кронштейне на двух шариковых подшипниках. На верхний конец оси на шлицах установлена качалка 15 и от осевого перемещения зафиксирована стяжным болтом. На нижний конец аналогично установлена двуплечая качалка 16. К одному плечу последней присоединена тяга от качалки правой ручки управления, к другому - крепится тяга проводки продольного управления. При необходимости ручку управления можно зафиксировать в среднем положении: в продольном направлении через отверстия в качалке 15 и кронштейне; в поперечном - через отверстия во фланце стакана 12 и кронштейне.

В продольном направлении отклонение ручки управления ограничивается регулируемыми винтовыми упорами 10, один из которых расположен на корпусе 9, другой на кронштейне 11. Отклонение ручки в поперечном направлении ограничивается торцами выреза на фланце стакана 12 и упором, установленным на кронштейне 9.

Тяги, соединяющие колонки управления, состоят из двух звеньев каждая и связаны между собой через поддерживающую качалку. В целях исключения повреждения лопастей о хвостовую балку при посадке вертолета с большим углом кабрирования в проводку продольного управления установлен гидравлический упор, загружающий па земле ручку управления дополнительным усилием при отклонении ее за пределы, соответствующие положению наклона тарелки автомата перекоса назад на угол 2°± 12'.

Гидравлический упор установлен на кронштейне, укрепленном болтами на стенке шпангоута № 5Н, ниже верхней угловой качалки продольного управления, которая имеет прилив с роликом.

При включенном гидроупоре ролик упирается в упор и препятствует дальнейшему отклонению ручки назад. Включение гидроупора осуществляется автоматически концевыми выключателями, установленными на главных стойках шасси, при обжатии штоков камер низкого давления.

Для устранения низкочастотных колебаний проводки продольного управления на верхней угловой качалке и качалке 16 колонки установлены балансировочные грузы.

1.3.3 Путевое управление

Рис. 8.6. Кинематическая схема путевого управления:
1- гидроусилитель РА-60Б; 2- сектор; 3- звездочка; 4- втулочно-роликовая цепь; 5, 8-ролики; 6- тросовая проводка; 7- направляющие текстолитовые колодки; .9- агрегат управления; 10, 13,14,18- качалки; 11- электромагнитный тормоз ЭМТ-2М; 12- пружинный загрузочный механизм; 15- тяга; 16- педали; 17- звено

Путевое управление (рис._8.6.) состоит из двух педалей и проводки управления. Проводка управления - смешанной конструкции, она включает систему тяг и качалок, участок тросовой проводки с втулочно-роликовой цепью, гидроусилитель РА-60Б, механизм загрузки с электромагнитным тормозом ЭМТ-2М, агрегат управления, сектор и механизм изменения шага рулевого винта.

Для повышения надежности управления тросовая проводка выполнена двойной. Изменение шага рулевого винта осуществляется путем отклонения педалей. При отклонении правой подножки педалей вперед шток механизма изменения шага рулевого винта втягивается, обеспечивая тем самым увеличение шага лопастей рулевого винта и разворот вертолета вправо: при отклонении левой подножки педалей вперед происходит обратный процесс.

Рис. 8.7. Педали путевого управления:1- гашетка; 2- угловой рычаг; 3- болт; 4- основание педалей; 5- винтовой упор; 6- кронштейн; 7- выравнивающая тяга; 8- тяга; 9- маховик; 10- регулировочный болт; 11- вал; 12- двуплечая качалка; 13- концевой выключатель; 14- упор; 15- подножки; 16- шариковый подшипник

Педали (рис._8.7.) путевого управления - параллелограммного типа, выполнены в виде отдельного агрегата, смонтированного на полу кабины экипажа против сидений пилотов. В комплект педалей входят: основание 4, вал II, кронштейн 6, два угловых рычага 2, две подножки 15, выравнивающие тяги 7, двуплечая качалка 12 и регулировочный болт 10 с маховиком 9.
Основание 4 педалей выполнено из магниевого сплава, нижним фланцем оно закреплено болтами к полу кабины экипажа. В вертикальную расточку основания на двух шариковых подшипниках 16 установлен стальной вал 11. В средней части вала двумя конусными болтами укреплен кронштейн 6, на котором с помощью сквозных болтов 3 и бронзовых втулок шарнирно крепятся угловые рычаги 2, На шлицевом хвостовике вала 11 двумя стяжными болтами закреплена двуплечая качалка 12, соединенная тягами 8 с педалями правого пилота и с проводкой управления рулевым винтом.
Угловые рычаги 2 отштампованы из алюминиевого сплава. На их наружных плечах посредством двух шариковых подшипников шарнирно установлены подножки 15. В расточках внутренних плеч рычагов размещены стальные вкладыши с резьбовыми отверстиями под регулировочный болт 10 с маховиком 9. Регулировочный болт позволяет изменять расстояние между подножками в пределах 75 мм путем вращения маховика.
Подножки 15 педалей отштампованы из алюминиевого сплава. На подножках смонтированы гашетки 1 и концевые выключатели 13 для переключения канала направления автопилота на режим согласования. На внутренней стороне гашетки в обойме установлены упоры 14 с пружинами для переключения выключателя и возвращения подножки в исходное положение. Подножки оборудованы ремнями, а гашетки рифлеными накладками для фиксации ступни ног.

Выравнивающие тяги 7 обеспечивают параллельность хода подножек педалей. Одним концом тяги крепятся шпилькой к подножкам снизу, другим шпилькой к основанию педалей. Фиксация педалей в среднем положении при регулировке осуществляется штырем, проходящим через отверстие в болте, соединяющем правый угловой рычаг с кронштейном, и отверстие в основании педалей. Ход педалей регулируется винтовыми упорами 5.
Компоновка жесткой проводки от педалей до гидроусилителя РА-бОБ конструктивно аналогична проводке продольного и поперечного управлений. Кинематическая связь жесткой проводки с тросовой осуществляется с помощью сектора (cм._рис._8.6.).

Рис. 8.6. Кинематическая схема путевого управления: 1- гидроусилитель РА-60Б; 2- сектор; 3- звездочка; 4- втулочно-роликовая цепь; 5, 8-ролики; 6- тросовая проводка; 7- направляющие текстолитовые колодки; .9- агрегат управления; 10, 13,14,18- качалки; 11- электромагнитный тормоз ЭМТ-2М; 12- пружинный загрузочный механизм; 15- тяга; 16- педали; 17- звено

Сектор 2 отштампован из алюминиевого сплава, снаружи имеет две канавки, куда укладываются и фиксируются концы тросов 6. В средней части на секторе выполнена проушина, к которой подсоединено звено 17, связывающее сектор с двуплечей качалкой 18. Другой конец качалки соединен с штоком гидроусилителя РА-60Б. Противоположные концы тросов через серьги соединены с втулочно-роликовой цепью 4, которая перекинута через звездочку 3 механизма изменения шага рулевого винта Для улучшения центрирования тросовая проводка проложена в текстолитовых направляющих колодках 7 и направляющих роликах 5. Сектор 2 шарнирно закреплен на кронштейне гидроусилителей. Усилия при регулировке натяжения тросовой проводки определяются по графикам в зависимости от температуры наружного воздуха.

1.3.4 Замыкающий вал

Замыкающий вал соединяет ручки ШАГ-ГАЗ, с которыми связан четырьмя тягами: две из них предназначены для управления общим шагом, а две другие - для управления двигателями.

Рис. 8.12. Замыкающий вал:1- цапфа; 2- наружный вал; 3- внутренний вал; 4,5,6,7- рычаги

Замыкающий вал (рис._8.12.) состоит из наружного 2 и внутреннего 3 валов, установленных по соосной схеме. Каждый вал выполнен из дюралюминиевой трубы, по концам которой приклепаны стальные цапфы, и может поворачиваться независимо один от другого. Внутренний вал 3 предназначен для передачи движения от ручки ШАГ-ГАЗ в проводку управления двигателями, а наружный вал 2 - в проводку управления общим шагом.

Внутренний вал цапфами 1 установлен на двух шариковых подшипниках в литых кронштейнах, закрепленных к каркасу пола кабины. По концам вала на болтах установлены рычаги 6, к которым подсоединяются тяги от ручек ШАГ-ГАЗ. В средней части вала закреплен и выведен через усиленный вырез вала 2 рычаг 7 с проушинами для двух тяг, идущих к дифференциальному узлу.

Наружный вал 2 шарнирно установлен на внутреннем валу посредством двух пар шариковых подшипников. Полости подшипников набиты смазкой и закрыты крышками с сальниками. На концах вала закреплены рычаги 5 для тяг от ручек ШАГ-ГАЗ, в средней части - рычаг 4 для соединения с проводкой управления общим шагом.

1.3.5 Устранение несоконусности лопастей несущего винта

Устранение несоконусности лопастей несущего винта при вращении выполняют в том случае, когда не все лопасти описывают одинаковый конус после установки одинаковых установочных углов в процессе предварительной регулировки корпусов осевых шарниров (см. приложение 5).

Соконусным называется такое движение лопастей несущего винта при вращении, при котором они движутся по поверхности одного и того же конуса. Соконусность лопастей может быть лишь при условии, что все лопасти имеют одинаковые геометрические, кинематические, аэродинамические и массовые характеристики.

При наличии несоконусности лопастей равнодействующая аэродинамических сил несущего винта смещена в сторону от оси вращения, что вызывает тряску вертолета не только в полете, но и на земле. Следовательно, одним из важнейших требований при работе несущего винта является наличие соконусности его лопастей.

Для выполнения этой работы необходимо:

- установить вертолет на специальную площадку и пришвартовать его или загрузить вертолет до взлетной массы и установить под колеса упорные колодки;

- подготовить установку для проверки соконусности несущего винта, для чего в гнездо удлинителя приспособления закрепить рулон плотной белой бумаги с длиной видимого участка не менее 500 мм. Отрегулировать длину шеста приспособления так, чтобы середина рулона бумаги находилась на уровне торца концов лопастей;

- замерить и при необходимости специальной обоймой отогнуть вниз триммерные пластины каждой лопасти на угол 2°. Окрасить торец законцовки каждой лопасти краской определенного цвета. Произвести предварительную установку корпусов осевых шарниров

- подготовить двигатели к запуску, запустить и прогреть их на режиме малого газа, после чего установить режим работы двигателей nн.в = 50...55% при угле установки лопастей = 1°, который не должен изменяться до окончания регулировки.

По сигналу пилота подвести приспособление к вращающемуся несущему винту так, чтобы окрашенные торцы концов лопастей коснулись рулона приспособления, после чего отвести приспособление. Остановить двигатели и проконтролировать отпечатки концов лопастей, максимальный разброс которых в сумме не должен превышать 20 мм.

При наличии разбросов отпечатков больше допустимых необходимо отрегулировать установочные углы лопастей. Для этого из пяти имеющихся выбирают средний отпечаток, от которого определяют расстояния до отпечатков остальных лопастей. Лопасти, отпечатки которых находятся выше среднего, имеют больший установочный угол, лопасти с отпечатками ниже среднего - меньший. Изменение установочных углов лопастей производится регулировкой длины вертикальных тяг поворота лопастей из расчета: изменение длины тяги на увеличение повышает установочный угол лопасти и, наоборот, при укорачивании длины тяги - уменьшает его. На данном режиме работы двигателей один оборот вертикальной тяги изменяет высоту конуса лопасти на 60...65 мм, а поворот тяги на одну грань вызывает вертикальное перемещение конца лопасти на 10...11 мм. После затяжки и контровки болтов верхних вилок тяг повторно запускают двигатели (выход на режим nн.в = 50...55%) и вновь проверяют соконусность лопастей.

После устранения несоконусности на режиме nн.в = 50...55% производят аналогичную проверку на режиме nн.в = (95±2) % при = 1°. Это делается с той целью, что полученная соконусность при одной частоте вращения несущего винта может перейти в несоконусность винта при другой частоте вращения. Объясняется это тем, что лопасти винта не являются абсолютно жесткими и от действия аэродинамических и инерционных сил они подвергаются не только изгибу, но и кручению. Кручение же лопасти во время ее изгиба происходит вследствие того, что центр масс и центр давления лопасти, как правило, не совпадают с центром ее жесткости. При условиях совпадения центра масс с центром жесткости лопасти месторасположение центра давления непостоянно и зависит, в основном, от величины углов атаки. Поэтому, перейдя на другую частоту вращения, изменяющиеся моменты вокруг продольной оси лопасти будут закручивать отдельные лопасти на увеличение или уменьшение установочных углов. Это приводит к изменению углов атаки, подъемной силы и образованию другого конуса вращения этой лопасти, а следовательно, и несущего винта в целом. Если на режиме nн.в = (95±2)% расстояние между крайними отпечатками лопастей превышает 20 мм, необходимо произвести регулирование исходя из условия:

- лопасти, отпечатки которых располагаются выше среднего отпечатка, имеют большой установочный угол вследствие закрутки лопастей кабрирующим моментом, который можно уменьшить отгибом триммерных пластин вниз;

- лопасти, отпечатки которых располагаются ниже среднего, имеют меньший установочный угол вследствие закрутки лопастей пикирующим моментом. В этом случае триммерные пластины лопастей следует отогнуть вверх.

Отгиб триммерных пластин вызывает соответствующее изменение моментных характеристик лопастей, а следовательно, и изменение плоскости вращения концов лопастей, которые, как правило, оказываются различными при изменении частоты вращения несущего винта. Один и тот же по величине отгиб триммерных пластин вызывает незначительные перемещения плоскости вращения лопасти при nн.в = 50...55% и существенно большие при nн.в:=(95 ± 2)% в отличие от воздействия вертикальных тяг, изменяющих плоскость движения концов лопастей одинаково на обоих режимах.

Отгиб триммерных пластин на 1° изменяет положение конца лопасти при вращении на режиме nн.в = (92 + 2) % на 20...25 мм. Величину отгиба пластин замеряют угломером, прикладываемым к нижней поверхности лопасти по трем сечениям (комлевому, среднему и концевому). Если разница в углах отгиба по сечениям превышает 1°, пластину следует выправить. Угол отгиба триммерных пластин допускается от 1° вверх и до 5° вниз. При этом средний угол пяти лопастей, определяемый из выражения

где ° - угол отгиба триммерных пластин лопасти, должен находиться в пределах от 0 до 4° вниз.

После достижения соконусности на режимах nн.в = 50...55% и nн.в = (95 ± 2)% необходимо проверить наличие соконусности на режиме nн.в = (95 ± 2)% при выключенной основной и дублирующей гидросистемах, поскольку при выключенных гидросистемах жесткость управления вертолетом, как правило, уменьшается и при наличии неуравновешенных сил на автомате перекоса соконусность лопастей изменяется.

Для этого на режиме nн.в = 50...55% при = 1° следует выключить основную и дублирующую гидросистемы. Плавно увеличивая режим работы двигателей до nн.в = (95 ± 2) %, проследить за поведением вертолета. При появлении незначительной неустойчивости включить гидросистему. В случае необходимости произвести регулирование из расчета: отгиб триммерных пластин на 1° при выключенной гидросистеме изменяет положение конца лопасти при nн.в = (95 ± 2)% на 40...50 мм.

Вновь проверить соконусность на nн.в = 50...55% и nн.в =(95 ± 2)% с включенной, а затем на nн.в = (95 ± 2)% с выключенной гидросистемой.
При наличии несоконусности на режиме nн.в = 50...55% больше 20 мм устранить ее регулировкой длин вертикальных тяг, а при nн.в = (95 ± 2) % с включенной или выключенной гидросистемой путем отгиба триммерных пластин.

Таким образом, для обеспечения соконусности вращения лопастей несущего винта на разных режимах работы двигателя необходимо установить такие длины вертикальных тяг и такие углы отгиба триммерных пластин, при которых концы лопастей при любой частоте вращения вращаются в параллельных плоскостях, а максимальный разброс отпечатков на каждом режиме не превышает 20 мм.

Окончательно установленные регулировочные данные по длине вертикальных тяг и углам отклонения триммерных пластин записывают в паспорт комплекта лопастей с указанием номера вертолета.

Глава 2. Анализ функциональных отказов и расчет надежности системы управления вертолета Ми-8Т

2.1 Оценка показателей надежности системы управления вертолета Ми-8Т

2.1.1 Параметр потока отказов

Оценка показателей надежности конкретной системы вертолета выполняется по следующей схеме:

· если статистический материал содержит более 30 неисправностей, то определяется интенсивность неисправностей методом ранжированных гистограмм и диаграмм

· если число неисправностей менее 20, то отыскивается точечная оценка параметров потока неисправностей ?:

где: Т - суммарный налет всех бортов;

m - число однотипных агрегатов в системе на борту

n - число неисправностей данного агрегата

2.1.2 Вероятность безотказной работы

После того как определится параметров потока отказов , вычисляется вероятность безотказной работы для каждого агрегата системы Pi(t)

2.1.3 Налет на отказ общий

Налет на отказ общий определяется по следующей формуле:

где Т -суммарный налет всех бортов; m - число однотиптых агрегатов в системе вертолета на одном борту; l - общее число отказов.

2.1.4 Построение зависимостей вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа от наработки

Данные зависимости строится для каждого агрегата в отдельности по следующим законам:

Вероятность безотказной работы для каждого агрегата пределяется по формуле:

А вероятности появления отказа соответственно формуле:

2.2 Анализ надежности системы управления вертолета Ми-8Т в а/к «ЮТэир»

2.2.1 Вычисление величины налета на отказ общего

Так как в нашем случае число отказов менее 20, следовательно мы будем производить точечную оценку.

Согласно имеющейся документации по ОАО «Авиакомпания «ЮТэйр»» на период с 1 квартала 2002 года по 1 квартал 2007 года суммарный налет всех бортов за указанный период равен 542400 ч.

Данные по отказам агрегатов системы управления сводим в таблицу 2.2.1.:

Таблица 2.2.1.

Система управления
Борт	СНЭ ВС	ППР ВС	КИ	Заводской номер	СНЭ КИ	ППР КИ	год
22625	1485	-	РА-60Б	Н116461307	5970	1485	1 кв 2002
22625	1485	-	РА-60Б	Н065430956	5970	1485	1 кв 2002
24133	1494	-	РА-60Б	Н042520407	3037	1495	1 кв 2002
24133	1494	-	РА-60Б	Н112381205	6516	1495	1 кв 2002
24134	889	-	КАУ-30Б	Н051511229	3605	1000	1 кв 2002
24133	1494	-	КАУ-30Б	Н091511755	3477	1495	1 кв 2002
22319	1497	-	КАУ-30Б	Н043391216	6971	1497	2 кв 2002
24493	2490	-	Трос 8А-5200-110-3	-	10052	2490	1 кв 2003
24107	1500	-	Трос 8А-5200-110-3	-	10408	1500	2 кв 2003
22585	1500	-	Трос 8А-5200-110-3	-	19288	1500	2 кв 2003
24239	10401	1421	Кронштейн 8АТ-5203-70	-	10401	1421	2 кв 2004
22580	17989	1496	КАУ-30Б	Н129330623	6082	1496	1 кв 2005
22656	1498	-	Трос 8А-5200-110-3	-	17961	1498	2 кв 2005
24282	6155	1500	Кронштейн 8АТ-5203-70	-	6155	1500	3 кв 2005
22908	15368	1500	Кронштейн 8АТ-5203-70	-	15368	1500	3 кв 2005
25145	5955	1500	РА-60Б	Н06290237	5479	1500	1 кв 2006
25221	1493	-	КАУ-30Б	Н013390292	6507	1493	2кв 2006
25221	1493	-	РА-60Б	Н124421035	5450	1493	2кв 2006
22319	21634	1477	РА-60Б	Н038471675	6221	1477	1кв 2007

Найдем наработку на отказ каждого из агрегатов.

Наработка на отказ общий определяется по формуле

?КАУ-30Б=542400*3/5=108500 ч

?РА-60Б=542400*1/7=77490 ч

?кронштейн=542400*1/3=180800 ч

?трос=542400*2/4=135600 ч

Полетную наработку на отказ не расчитываем, так как не было выявленно ни одного отказа в полете.

2.2.2 Нахождение параметра потока отказов

Параметр потока отказа вычислим по формуле

?КАУ-30Б=1/ ?КАУ-30Б=9,218*10-6

?РА-60Б=1/ ?РА-60Б=7,375*10-6

?кронштейн=1/ ?кронштейн=1,291*10-5

?трос=1/ ?трос=5,531*10-6

Параметр потока отказов полетный не расчитываем, так как не было выявленно ни одного отказа в полете.

Выведем в таблицу 2.2.2. необходимые данные

Таблица 2.2.2.

Борт	Отказы
	КАУ-30Б	РА-60Б	Кронштейн	Трос
22625	0	2	0	0
24133	1	2	0	0
24134	1	0	0	0
22319	1	1	0	0
24493	0	0	0	1
24107	0	0	0	1
22585	0	0	0	1
24239	0	0	1	0
22580	1	0	0	0
22656	0	0	0	1
24282	0	0	1	0
22908	0	0	1	0
25145	0	1	0	0
25221	1	1	0	0
Суммарное число отказов	5	7	3	4
Количество агрегатов, шт	1	3	1	2
Суммарная наработка, ч	542400	1627200	542400	542400
Наработка на отказ, ч	108500	77490	180800	135600
Wo	9,218*10-6	7,375*10-6	1,291*10-5	5,531*10-6

2.2.3 Построение зависимостей вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа от наработки

Для каждого рассматриваемого агрегата системы управления строим зависимости вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа от наработки по формулам.

Вероятность безотказной работы для каждого агрегата:

А вероятности появления отказа соответственно:

РКАУ-30Б(t)=e-?кау-30б *t

QКАУ-30Б(t)=1-e-?кау-30б*t

Расчет показан в таблице 2.2.3.1

Таблица 2.2.3.1

t	P=e-wt	q(t)=1-e-wt
0	1	0
1500	0,986209494	0,013790506
3000	0,972609166	0,027390834
4500	0,959196394	0,040803606
6000	0,94596859	0,05403141
7500	0,932923205	0,067076795
9000	0,920057722	0,079942278

Рис.2.2.3.1 Зависимость вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа КАУ-30Б от наработки

РРА-60Б(t)=e-?ра-30б *t

QРА-60Б(t)=1-e-?ра-30б*t

Расчет показан в таблице 2.2.3.2

Таблица 2.2.3.2

t	P=e-wt	q(t)=1-e-wt
0	1	0
1500	0,988951403	0,011048597
3000	0,978024877	0,021975123
4500	0,967219073	0,032780927
6000	0,956532659	0,043467341
7500	0,945964315	0,054035685
9000	0,935512736	0,064487264

Рис.2.2.3.2 Зависимость вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа РА-60Б от наработки

Ркранштейн(t)=e-?кранштейн-30б *t

Qкранштейн (t)=1-e-?кранштейн-30б*t

Расчет показан в таблице 2.2.3.3

Таблица 2.2.3.3

t	P=e-wt	q(t)=1-e-wt
0	1	0
5000	0,937228963	0,062771037
10000	0,878398129	0,121601871
15000	0,823260168	0,176739832
20000	0,771583274	0,228416726
25000	0,723150192	0,276849808
30000	0,677757304	0,322242696

Рис.2.2.3.3 Зависимость вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа КРОНШТЕЙНА от наработки

Ртрос(t)=e-?трос-30б *t

Qтрос(t)=1-e-?трос-30б*t

Расчет показан в таблице 2.2.3.4

Таблица 2.2.3.4

t	P=e-wt	q(t)=1-e-wt
0	1	0
5000	0,972608189	0,027391811
10000	0,94596669	0,05403331
15000	0,920054949	0,079945051
20000	0,894852979	0,105147021
25000	0,870341335	0,129658665
30000	0,84650111	0,15349889

Рис.2.2.3.4 Зависимость вероятности безотказной работы и вероятности появления отказа ТРОСА от наработки

2.2.4 Разработка структурной схемы оценки надежности системы управления вертолета Ми-8Т

На основании всего изложенного в предыдущих параграфах оформим систему управления вертолета в структурную схему.

Т.к. в состав системы управления входят агрегаты, которые на практике в течении всего периода эксплуатации не имеют отказов (вероятность отказа таких агрегатов очень маленькая), то для упрощения при оценки надежности системы управления такие агрегаты не будем принимать во внимание и будем считать вероятность безотказной работы таких агрегатов равна единице. При составлении расчетной схемы данные агрегаты можно исключить. Структурная схема системы управления будет выглядеть как на рисунке 2.2.4.1, а упрощенная схема для оценки надежности вертолета Ми-8Т показана на рисунке 2.2.4.2

Рис. 2.2.4.1 Структурная схема системы управления вертолета Ми-8Т

Рис. 2.2.4.2 Упрощенная структурная схема системы управления вертолета Ми-8Т для оденки надежности

Имеем ветвь с последовательным соединением элементов, в которой два агрегата соединены параллельно. Вероятность возникновения отказа на один час полета рассчитывается по форумлам

а вероятность безотказной работы соответственно по формуле

Q(t)=1-P(t)

Таким образом, при t=tп ч получаем:

P(t)=e-3?КАУ-30Б*t*e-?РА-60Б*t*e-?кронштейн*t*(1-?трос2*t2)

Q(t)=1-P(t)

Полученные результаны показаны на рисунке 2.2.4.3

Рис. 2.2.4.3 Оценка надежности всей системы от наработки.

2.2.5 Приведение надежности агрегатов трансмиссии вертолета к Нормам Летной Годности (НЛГ)

Приведение надежности агрегатов трансмиссии к НЛГ сводится к приведению вероятности возникновения отказа агрегата трансмиссии вертолета (qi=1-pi) к часу полета.

;

Где :

tср-среднее значение наработки данного агрегата за указанный период.

tмр-назначенный межремонтный ресурс агрегата.

Приведем надежность каждого из агрегатов к нормам летной годности, т.е. вероятности появления отказа к часу налета :

Агрегат	Назначенный ресурс(ч)	Межремонтный ресурс(ч)	Наработка средняя(ч)	Вероятность возникновения отказа	Степень опасности
КАУ-30Б	9000	1500	5328	0,3209·10-6	УУП
РА-60Б	9000	1500	5520	0,2671·10-6	УУП
Кронштейн	30000	1500	10641	0,8591·10-6	УУП
Трос	30000	1500	14427	0,5134·10-6	УУП

Глава 3. Разработка мероприятий по повышению надежности системы управления вертолета Ми-8Т

3.1 Разработка мероприятий по повышению надежности гидроусилителей РА-60Б и КАУ-30Б вертолета Ми-8Т

Система управления любого летательного аппарата является основной жизненно важной системой, от надежности и эффективности функционирования которой в решающей степени зависит безопасность полетов, так как при отказах в полете элементов этой системы создается тяжелая аварийная ситуация.

Существенный рост усилий в системе управления наблюдается при маневрировании вертолета по сравнению с уровнем этих усилий на режиме установившегося горизонтального полета (рис. 51 и 52), особенно при выполнении маневрирования с большой исходной скоростью, так как вследствие искривления траектории полета лопасти попадают в собственный вихревой след. Мощные вихревые жгуты, сходящие с концов предыдущих по вращению лопастей или этих же самих лопастей за предыдущий оборот, воздействуя на лопасти, вызывают всплески аэродинамической нагрузки и шарнирных моментов. А шарнирные моменты, скручивающие лопасти относительно продольной оси, и являются, как известно, источником усилий в системе управления вертолета.

Таким образом, срыв потока с лопастей НВ при полете на большой высоте с большой скоростью, а также энергичном маневрировании приводит к значительному росту мгновенных усилий на исполнительных штоках гидроусилителей системы управления, создающему угрозу безопасности полетов вертолета из-за возможной «просадки» гидроусилителей и «вождения» рычагов управления. Главным образом, поэтому в руководстве по летной эксплуатации ограничиваются максимальные скорости горизонтального полета вертолета на больших высотах, углы тангажа и крена при маневрировании.

На участке системы управления от рычагов и педалей в пилотской кабине до гидроусилителей действуют лишь мускульные усилия пилота, преодолевающего трение в системе управления (в сочленениях тяг, качалок, в золотниковых распределительных устройствах гидроусилителей) и усилия пружинных механизмов загрузки. Зависимость усилий на рычагах управления от их перемещений, создаваемая пружинными механизмами загрузки, позволяет пилоту хорошо «чувствовать» вертолет в полете, управлять им не по величине отклонений ручки и педалей управления, а по ощутимым нагрузкам на органах управления и поведению самого вертолета.

Элементы забустерной части системы управления (автомат перекоса, тяги, качалки, кронштейны, детали крепления гидроусилителей) нагруженные значительными переменными усилиями, имеют ограниченный ресурс.

Влияние гидросистемы на управляемость. Система управления современных вертолетов неразрывно связана с гидравлической системой, к эффективности функционирования и и надежности которой предъявляются особенно высокие требования, так как выход из строя гидросистемы для вертолета Ми-8, как правило, влечет за собой полную потерю управляемости.

Высокая эксплуатационная надежность гидросистем современных вертолетов обеспечивается следующими основными факторами:

в отличие от самолетов на вертолетах гидронасосы устанавливаются не на двигателях, а на главном редукторе и при отказе двигателей работают с нормальной подачей на режиме самовращения НВ;

установка гидроусилителей на жестком картере главного редуктора исключает возможность автоколебаний управления на участке за гидроусилителями, возникающих обычно вследствие недостаточной жесткости и деформаций опор гидроусилителей;

специально проектируемые гидроусилители обладают повышенной динамической прочностью для восприятия знакопеременных нагрузок от шарнирных моментов лопастей.

Благодаря отмеченным особенностям гидросистемы современных вертолетов обладают высокой степенью безотказности и эффективности функционирования.

Однако для обеспечения безопасности полетов при летной эксплуатации вертолетов необходимо иметь в виду следующее.

1. На закритических режимах полета, при значительном превышении допустимых значений максимальной скорости, нормальной перегрузки, углов тангажа и крена усилия от шарнирных моментов лопастей НВ могут превысить располагаемые усилия гидроусилителей. Это приводит к «просадке» гидроусилителей, «вождению» ручки управления, самопроизвольному отклонению автомата перекоса, т. е. создает опасную ситуацию.

2. Располагаемые расчетные усилия гидроусилителей определяются при нулевой скорости штока и номинальном давлении в гидросистеме, а при энергичном маневрировании вертолета, когда пилот интенсивно работает одновременно всеми органами управления, давление жидкости в гидросистеме и соответственно располагаемая мощность гидроусилителей заметно падают. Это приводит к уменьшению задаваемой пилотом скорости перекладки органов управления и также может усложнить пилотирование вертолета.

Если усилие, развиваемое гидроусилителем, меньше усилия от шарнирных моментов на органах управления соответствующей системы, начинается затяжеление, а затем рывки, при полном падении давления переходящие в вождение ручки управления или перемещение рычага «шаг -- газ» вверх. При отсутствии давления нагнетания и в дублирующей системе, т. е. полном отказе гидросистемы, гидроусилители работают как жесткие тяги, поэтому усилия от шарнирных моментов лопастей передаются на органы управления. Управление вертолетом Ми-8 в этом случае даже при согласованных действиях левого и правого пилотов чрезвычайно затруднительно.

В связи с этим важно сделать выводы, что основной причиной поломки гидроусилителей является разрушающая нагрузка от вибрации при неблагоприятных обстоятельствах в полете, как показано на плакатах, основными неисправностями является трещина штока и ушка штока как у КАУ-30Б, так и у РА-60Б. Для этого важно более часто проводить инструктаж и доводку до летного состава ограничения по руководству летной эксплуатации вертолета, так как возникновение предельных нагрузок в основном является причиной ошибки летного состава.

Для предотвращения разрушения штока можно предпринять его усиление, то есть увеличение толщены стенки, что приведет к большей прочности штока. То есть, как выявлено из расчетов, что после 1500 часов использования гидроусилителей вероятность разрушения штока составляет приблизительно 2%, от сюда следует, что толщину стенки штока следует увеличить на 2%. Единственным недостатком при использовании этого метода будет увеличение массы гидроусилителя, что является не значительным недостатком при решении этой проблемы.

3.2 Разработка мероприятий по повышению надежности кронштейна и тросовой проводки вертолета Ми-8Т

В данной работе были так же выявлены функциональные отказы не только гидроусилителей, но и кронштейна с тросовой проводкой, находящихся в хвостовой балки вертолета, по этому нужно будет предпринять какие-либо решения для предотвращения этих отказов. Есть два пути решения этой проблемы:

1. Упрочнение конструкции или внесение каких-либо других изменений в конструкцию.

2. Внесение в регламент периодического обслуживания системы управления вертолета поправок.

При обслуживание системы управления вертолетом особое внимание уделяют контролю правильности контровки разъемных соединений, состоянию тяг, качалок, тросовой проводки, надежности смазки шарнирных соединений, правильности отклонений командных рычагов управления. Ремонт и замена проходит только после 1500 часов, что делает не безопасным полеты в столь продолжительный период, по этому будет целесообразно сократить этот срок до 750 часов, что на вдвойне повысит вероятность обнаружения дефектов или каких-либо других неисправностей, в частности это относиться к тросовой проводке вертолета.

Что относиться к неисправностям кронштейна, его разрушение происходит в основном из-за брака завода изготовителя, по этому есть рекомендации по повышению контроля отбора дефектных агрегатов. Так же есть рекомендация для завода изготовителя по усилению конструкции кронштейна, такая как установки дополнительных накладок.

Глава 4. Безопасность жизнедеятельности, экологическая безопасность и экономическая эффективность ПТО

4.1 Безопасность жизнедеятельности

надежность авиационный техника вертолет

С развитием вычислительной техники анализ надежности систем самолёта становится всё более тесно связан с работой на персональном компьютере. Для эффективной работы необходимо учитывать особенности организации рабочего места пользователя, которые тесно связаны с работой на ЭВМ.

На оператора оказывают влияние такие опасные и вредные производственные факторы, как:

- Повышенная температура внешней среды

- Недостаток естественного света

- Недостаточная освещенность рабочей зоны

- Электрический ток

- Статическое электричество

В этой главе производится выбор и расчет основного и вспомогательного оборудования, обеспечивающего безопасность работы пользователя.

4.1.1 Описание производственного участка

В данной главе рассматриваются вопросы обеспечения безопасности жизнедеятельности (БЖД) на рабочем месте программиста, занимающегося разработкой, проверкой и отладкой программ.

Производственное оборудование:

- персональная электронно-вычислительная машина (ЭВМ), оснащенная видеодисплейным терминалом Samtron 56E на базе электроннолучевой трубки

- периферийные устройства (клавиатура, мышь, принтер Canon LBP-810).

Оборудование размещено в помещении шириной 8 м, длиной 7 м и высотой 2,8 м, с одной входной дверью и двумя окнами, ориентированными на север (рис. 3.1.).

Рис. 3.1. Схема вычислительного центра.1-входная дверь, 2- радиатор центрального отопления, 3-окно, 4-шкаф, 5-стол, 6- ЭВМ, 7-Монитор, 8-принтер, 9-клавиатура, 10-стул, 11-письменный стол, 12-ОП

4.1.2 Электробезопасность

4.1.2.1 Расчет заземления

При установке защитного заземления рассчитывают количество одиночных заземлителей, соединённых стальной полосой и общее заземление контура. Оно не должно превышать нормируемую величину сопротивление одиночного стержневого заземлителя:

Ом

Где =104Ом*См -- удельное сопротивление грунта, в котором устанавливается заземление;

t = 280(см)-глубина заложения от поверхности до середины заземлителя;

= 440(см) - длина стержня;

КЕ = 1,35 - сезонный коэффициент;

d = 1,2 (см) - диаметр стержня.

Oм.

Сопротивление стальной полосы прямоугольного сечения определяется по формуле:

Ом

где (см) - длина заземлителя; b=1 (см) - толщина заземлителя;

Ом

Количество заземлителей:

где = 0,5 - коэффициент использования одиночного заземлителя, в связи с взаимным их экранированием;

(Ом) - нормируемая величина сопротивления заземлителя;

(шт.)

Сопротивление контура защитного заземления:

, Ом

где -коэффициент взаимного экранирования стержня и полосы.

Ом

При проведении работы и обработке информации нами использовались ЭВМ. При неправильной эксплуатации, или по каким либо другим причинам от этого электроприбора можно получить электрический удар. Опасным является повышенное значение напряжения в электрической цепи, замыкание которой может произойти через тело человека.

Величина тока является главным фактором, от которого зависит исход поражения. Для человека ощутимым пороговым током промышленной частоты (50-60 Гц) является ток 0.6-1.5 mА, а при постоянном токе до 60-70 mА. Опасный ток (смертельный) равен 100 mА при длительности протекания 0.5 секунд, а для постоянного тока составляет до 300 mА.

Можно рассчитать вероятное воздействие этих токов на организм человека, приблизительно учитывая, что сопротивление человека равно 1000 Ом.

ЭВМ является потребителем тока с напряжением 220В и частотой 50 Гц. Тогда величина тока, протекающего через организм человека, попавшего под напряжение 220В, будет рассчитана следующим образом:

I=U/R=220/1000=0.22 (A)

Следовательно, под напряжением 220В электрический ток, протекающий через организм человека, является смертельным.

Для предотвращения удара электрическим током при замыкании цепи на тело человека необходимо установить УЗО (универсальный защитный выключатель) который среагирует на ток более 50mA проходящий по линии заземления, и отключит электропитание.

4.1.2.2 Освещённость рабочего места оператора

Расчет освещения рабочего места производится в соответствии со СНиП 23-05-95.

Методом расчета является метод коэффициента использования светового потока, как наиболее подходящий для расчёта общего освещения.

В помещении производится работа на компьютерах. По зрительным условиям работа относится к малой точности (разряд V, подразряд А). Освещение осуществляется люминесцентными лампами типа ЛБ. Потолок и стены побелены. Напряжение сети 220 В. Размер помещения, где производится работа - 8м х 7м х 2,8м. коэффициент неравномерности освещения Z = 1,1.

Рассчитаем общее фактическое освещение и мощность осветительной установки.

Световой поток ламп:

где Е= 300 лк - минимальная нормированная освещенность

k -1.4 -коэффициент запаса

S = а * b= 7м *8м=56 м^2 - площадь помещения

z = 1,1 - коэффициент неравномерности освещения

N=4 - количество светильников

Индекс помещения:

где a - длина помещения

b - ширина помещения

h - высота подвески светильников над рабочим местом

Высота подвески светильников над рабочим местом:

где H=2,8м - высота потолков в помещении

hc - высота свеса светильников

hp - высота рабочего места над уровнем пола

Коэффициент отражения потолка р=70%, стен р=50%

?=36% - коэффициент использования светового потока

Световой поток ламп:

Фактическая освещённость:

где Fe=2100лм - световой поток для выбранных ламп (ЛБ-30)

Как видно из приведенных расчетов фактическая освещенность намного меньше нормированной.

Необходимо обязательное увеличение освещенности за счет дополнительного светильника или использование местного освещения для работы с документами. Местное освещение не должно создавать бликов на поверхности экрана и увеличивать освещенность экрана более 300 лк [14].

Под эргономическими требованиями подразумевается создание благоприятной рабочей обстановки. Согласно этим требованиям конструкция рабочего места и взаимное расположение элементов должны соответствовать антропометрическим, физиологическим и психологическим особенностям человека, а также характеру его работы.

4.1.3 Микроклимат вычислительного центра

Для обеспечения достаточного, постоянного и равномерного нагревания воздуха в помещении в холодный период года предусмотрена централизованная отопительная система. При этом колебания температуры в течение суток не превышает 2-3° С в соответствия с ГОСТ 12.1.005-88. Для данного класса помещений относительная влажность воздуха не должна превышать 75%.

Так как в проектируемом помещении могут одновременно выполнять работу до семи человек на таком же количестве включенных ЭВМ, то необходимо предусмотреть эффективный теплоотвод из помещения для обеспечения комфорта персонала.

Для определения необходимого теплообмена для борьбы с теплоизбытками составим баланс явной теплоты помещения:

, где

- избытки явной теплоты всего помещения (кВт)

- теплосодержание приточного и удаляемого воздуха (кВт)

- удельная теплоёмкость воздуха

- температура приточного воздуха

Для расчета используем только данные для тёплого периода, как максимальные:

Температура удаляемого из помещения воздуха:

, где

- температура в рабочей зоне

- градиент температуры по высоте помещения

H=2,1м - расстояние от пола до центра вытяжных отверстий

Объём помещения:

Теплоизбыток на единицу объёма помещения:

- «холодное помещение», следовательно можно применять

Необходимый воздухообмен для ассимиляции теплоизбытков:

, где

- плотность приточного воздуха

Вентиляция обеспечивается наличием на каждом из двух окон по форточке размером 30смx50см. Проверим, достаточно ли этого для обеспечения необходимого воздухообмена.

Расход воздуха через одну форточку:

, где

Как показали расчёты, воздухообмен через одну форточку Q достаточен для обеспечения эффективного отвода теплоизбытков из помещения. Следовательно температура в помещении будет в пределах нормы, что обеспечит более комфортные условия для продуктивной работы персонала.

4.1.4 Пожарная безопасность

Понятие пожарной профилактики включает комплекс мероприятий, необходимых для предупреждения возникновения пожара или уменьшения его последствий. Под активной пожарной защитой понимают меры, обеспечивающие успешную борьбу с возникающими пожарами или взрывоопасной ситуацией.

Лаборатория оснащена первичными средствами тушения пожара, пожарный кран с пожарным стволом, внутренние пожарные водопроводы, огнетушители ОУ - 02 в количестве 2шт, предназначенные для тушения пожаров класса В и электроустановок до 1000В.

Использование в лаборатории пожарной сигнализации позволяет обнаружить начальную стадию загорания, быстро и точно оповестить службу пожарной охраны о времени и месте возникновения пожара. Системы сигнализации состоят из пожарных извещателей, линий связи, приемных пультов, источника питания и установок автоматического пожаротушения и дымоудаления.

4.2 Экологическая безопасность

В процессе оценки надежности силовой установки и топливной системы не происходит никаких химических реакций с образованием газов, следовательно, нет выбросов в атмосферу и ее загрязнения.

Излучение от компьютера, на котором производились расчеты, ничтожно мало, это объясняется тем, что, во-первых, монитор имеет стандарт MPR II (обладает низким излучением радиации), во-вторых, на экран монитора установлен защитный фильтр, который также гасит излучение, в третьих, корпус компьютера обладает способностью задерживать часть излучения. На фоне всего выше сказанного, можно сделать вывод, что излучение от компьютера не оказывает загрязняющего воздействия на окружающую среду.

При написании дипломного проекта неизбежно появлялись твердые отходы, к которым относятся бумага, используемая для предварительных расчетов (черновики), карандаш, ручка и картридж от принтера, следовательно, коэффициент безотходности будет:

где: т = твум - масса утилизируемых отходов, где:

МвуМ -- 2 кг - масса утилизируемой бумаги;

М = (Мвум + Мкаранд + Мкартр) = 2,15 кг- общая масса используемых предметов,где:

Мбум = 2 кг - масса используемой бумаги;

Мкаранд = 0,05 кг - масса используемых карандаша и ручки;

Мкартр = 0,1 кг - масса картриджа от принтера.

В данном случае коэффициент безотходности равен 0,93, т.к. полностью утилизируется только бумага, а остальные предметы выбрасываются.

Также определяется и коэффициент безотходости прибора, на котором

производились работы (здесь, под прибором будем понимать компьютер и все его составляющие устройства):

высокоотходен.

где: т = тмет - масса утилизируемых деталей, где:

Ммет = 8,5 кг - масса утилизируемых металлических деталей;

М= (Ммон + Мблок + Мпринт + Мпрочее) = (Мт + Мст + Мрез + Мтек + Ммет) = 25,5 кг - общая масса прибора, где:

Ммон = 11,3 кг - масса монитора (2,8 кг пластмассы, 6 кг стекла, 0,4 кг резины, 0,5 кг текстолита, 1,6 кг металла);

МбЛок = 7,6 кг - масса системного блока (2,4 кг пластмассы, 0,05 кг стекла, 0,4 кг резины, 0,75 кг текстолита, 4 кг металла);

Мпринт - 4,6 кг - масса принтера (2 кг пластмассы, 0,05 кг стекла, 0,2 кг резины, 0,25 кг текстолита, 2,1 кг металла);

Мпрочее = 2 кг - общая масса клавиатуры, мыши, колонок (0,8 кг пластмассы, 0,02 кг стекла, 0,1 кг резины, 0,28 кг текстолита, 0,8 кг металла).

При работе на ПК первых поколений имело место большое выделение энергии. В ПК нового поколения тепловыделение значительно меньше. Основными источниками тепла являются процессор и монитор. В ЖК мониторах выделение сведено к минимуму.

Диапазон температур монитора 29оС. Температура помещения 22 оС.

Выделение тепла: ?Т= Туст - Тп, где:

?Т- Диапазон температур, Тп- температура помещения до начала работы, ?Тмон=7 оС , Температура процессора 45 оС;

Выделение тепла: ?Т= Туст - Тп=23 оС.

Вывод: в данном случае коэффициент безотходности прибора мал и равен 0,33 из-за того, что утилизации подвергаются только металлические детали, а это небольшая часть всех составляющих компьютера, следовательно, проект экологичен.

4.3 Экономическая эффективность ПТО

4.3.1 Обоснование экономической эффективности ПТО

Эффективность использования авиационной техники по назначению, повышение этой эффективности при обеспечении высокой безопасности полётов - основной способ укрепления и роста экономических показателей предприятий гражданской авиации.

Совершенство любого метода обслуживания и ремонта АТ определяется тем, насколько полно он обеспечивает взаимодействие между объективно существующим процессом изменения технического состояния объекта и процессом его технической эксплуатации, характеризующимся последовательной сменой во времени состояний полёта, процессов ТОиР, хранения, ожидания использования. Планово-предупредительная система ТОиР, основанная на выполнении профилактических работ определённых объёмов через запланированные интервалы наработки или времени независимо от фактического состояния объекта, обеспечивает слабое взаимодействие между этими процессами. Более тесную связь между ними обеспечивают методы ТОиР по состоянию, при которых тот или иной вид обслуживания назначается, исходя из текущего состояния объекта.

В условиях жесткой конкуренции авиакомпании могут по достоинству оценить преимущества систем ТОиР по состоянию перед системами, основанными на ресурсах.

4.3.2 Расчёт заработной платы

Проведём расчёт заработной платы программиста вычислительного центра предприятия а/к «Таймыр».

Заработная плата - часть дохода предприятия, зависящая от результатов работы коллектива и распределяемая между работниками в соответствии с количеством и качеством произведённой работы.

Предприятие в праве самостоятельно разрабатывать системы и формы оплаты труда, но при этом обязано соблюдать трудовое законодательство в котором оговариваются основные принципы:

- ежемесячная оплата труда не должна быть ниже минимального размера оплаты труда (МРОТ), установленного государством

- работа в сверхурочные, праздничные и выходные дни оплачивается дополнительно

- работники должны иметь оплачиваемый отпуск

- оплата работ с вредными условиями труда повышенная

Заработная плата программиста по должностному окладу составляет 15000 руб. Должностной оклад - фиксированный размер оплаты труда повременно работающего сотрудника за месяц.

К заработной плате могут прибавляться доплаты, установленные предприятием и оговоренные в трудовом договоре работника.

Заработная плата программиста:

, где

О - оклад

Котр=1,811 - отраслевой коэффициент

Оотр=1,1811*15000 руб=27165 руб

Работникам полагаются надбавки к окладу:

30% - районный коэффициент

30% - северная надбавка

8% - особые условия труда

Итого заработная плата увеличится на 68%:

Оз.п.= Оотр*1,68=45637,2 руб

Из проведённого расчёта видно, что минимальные затраты на обслуживание можно получить добившись соответствия количества и качества выполняемых работ реальному техническому состоянию обслуживаемого объекта.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В дипломном проекте был проведен анализ надежности системы управления по парку, состоящему из 113 вертолетов Ми-8Т ОАО «Авиакомпания «ЮТэйр»» на период с 1 квартала 2002 года по 1 квартал 2007 года. В ходе выполнения работы также был учтен и приведен для сравнения анализ надежности данной системы без учета работы технических служб авиакомпании. Выяснилось, что мероприятия данных служб в результате своей деятельности относительно парка вертолетов, значительно повышают надежность авиационной техники, предупреждая и своевременно устраняя отказы. Так как все функциональные отказы, рассматриваемые в данной работе, были выявлены при осмотре вертолета на земле техническими службами.

Благодаря проведенному в данной работе анализу надежности системы управления вертолета Ми-8Т выяснилось, что она обладают достаточно высокой степенью надежности, если учитывать мероприятия, проводимые техническими службами авиакомпании, по поддержанию надежности парка авиационной техники. Отказы агрегатов системы управления в полете не происходят именно благодаря своевременным действиям технических служб, предупреждающим данные отказы при выполнении различного вида технического обслуживания, а также во время предполетной подготовки вертолетов.

Общий ход анализа, выполненный в данной работе, применим и для других систем вертолета. Полученные результаты являются достоверными, благодаря большому объему информации полученной от авиакомпании «ЮТэйр». Данная работа в достаточной мере показывает уровень надежности систем управления, всего парка вертолетов Ми-8Т этой авиакомпании.

Список использованной литературы

1. Александров В.Г. и др. “Авиационный технический справочник”.

2. Базовский И.И. “Надёжность. Теория и практика”. Изд-во Мир 1965.

3. Воробьёв В.Г., Константинов В.Д. “Надёжность и эффективность авиационного оборудования”: Учеб. для вузов. - М.: Транспорт, 1995.

4. Денисенко Г.Ф. Охрана труда: Учеб. пособие для инж.-экон. Спец. вузов.-М.: Высшая школа, 1985.

5. Половко А.М. “Основы теории надёжности”. - М.: Наука, 1964.

6. Смирнов Н.Н., Ицкович А.А., Чинючин Ю.М., Космынин В.С.

“Надёжность и эксплуатационная технологичность летательных аппаратов”.: Учебное пособие . -М.: МИИГА, 1989.

7. “Охрана труда в машиностроении”. Учебник для машиностроительных вузов под ред. Е.Я. Юдина, С.В. Белова - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983.

ПРИЛОЖЕНИЯ

ТИП ВС: Ми-8Т Борт: 22580 Дата: 28 февраля 2005 года	АНАЛИЗ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ОТКАЗОВ
2.09.00 Система управления
1. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ОТКАЗ…….. 2. ПРИЧИНА ОТКАЗА…………………. 3. ЭТАП ПОЛЕТА………………………. 4. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ 5. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМОЙ 6. ИНФОРМАЦИЯ, ОТОБРАЖАЕМАЯ ЭКИПАЖУ 7. СРЕДСТВА ПРИВЛЕЧЕНИЯ ВНИМАНИЯ 8. ДРУГИЕ ПРИЗНАКИ……………….. 9. ПРОЯВЛЕНИЕ ФО НА УРОВНЕ СИСТЕМЫ 10. ПОСЛЕДСТВИЯ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТА. 11. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА……………. 12. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПРОДОЛЖЕНИЮ ПОЛЕТА…. 13. СТЕПЕНЬ ОПАСНОСТИ ФО……… 14. ВЕРОЯТНОСТЬ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ФО……………………………	Поперечная трещина вилки штока КАУ-30Б в конусной части под стопор Усталостная трещина ЗЕМЛЯ АВТОМАТИЧЕСКИЙ РУЧНОЙ Загорание лампы неисправности автопилота Нет Отсутствуют Проявление соответствует функциональному отказу Без последствий На продолжение полета не влияют На продолжение и завершение полета не влияют Усложненные условия полета 9,218*10-6

ТИП ВС: Ми-8Т Борт: 22625 Дата: 26 февраля 2002 года	АНАЛИЗ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ОТКАЗОВ
истема управления
1. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ОТКАЗ…….. 2. ПРИЧИНА ОТКАЗА…………………. 3. ЭТАП ПОЛЕТА………………………. 4. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ…………………………………... 5. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМОЙ 6. ИНФОРМАЦИЯ, ОТОБРАЖАЕМАЯ ЭКИПАЖУ 7. СРЕДСТВА ПРИВЛЕЧЕНИЯ ВНИМАНИЯ 8. ДРУГИЕ ПРИЗНАКИ……………….. 9. ПРОЯВЛЕНИЕ ФО НА УРОВНЕ СИСТЕМЫ 10. ПОСЛЕДСТВИЯ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТА 11. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА……………. 12. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПРОДОЛЖЕНИЮ ПОЛЕТА 13. СТЕПЕНЬ ОПАСНОСТИ ФО……… 14. ВЕРОЯТНОСТЬ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ФО	Выявлена поперечная трещина на внутренней конусной поверхности штока РА-60Б в районе отверстия под стопор Предположительно производственный дефект изготовителя ЗЕМЛЯ АВТОМАТИЧЕСКИЙ РУЧНОЙ Загорание лампы неисправности автопилота Нет Отсутствуют Проявление соответствует функциональному отказу Без последствий На продолжение полета не влияют На продолжение и завершение полета не влияют Усложненные условия полета 7,375*10-6

ТИП ВС: Ми-8Т Борт: 24282 Дата: 26 октября 2005 года	АНАЛИЗ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ОТКАЗОВ
истема управления
1. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ОТКАЗ…….. 2. ПРИЧИНА ОТКАЗА…………………. 3. ЭТАП ПОЛЕТА………………………. 4. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ 5. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМОЙ 6. ИНФОРМАЦИЯ, ОТОБРАЖАЕМАЯ ЭКИПАЖУ 7. СРЕДСТВА ПРИВЛЕЧЕНИЯ ВНИМАНИЯ 8. ДРУГИЕ ПРИЗНАКИ 9. ПРОЯВЛЕНИЕ ФО НА УРОВНЕ СИСТЕМЫ 10. ПОСЛЕДСТВИЯ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТА. 11. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА……………. 12. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПРОДОЛЖЕНИЮ ПОЛЕТА…. 13. СТЕПЕНЬ ОПАСНОСТИ ФО……… 14. ВЕРОЯТНОСТЬ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ФО	Трещина кронштейна 8АТ-5203-70 Усталостная трещина ЗЕМЛЯ АВТОМАТИЧЕСКИЙ РУЧНОЙ Нет Нет Отсутствуют Проявление соответствует функциональному отказу Без последствий На продолжение полета не влияют На продолжение и завершение полета не влияют Усложненные условия полета 1,291*10-5

ТИП ВС: Ми-8Т Борт: 22656 Дата: 4 мая 2005 года	АНАЛИЗ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ОТКАЗОВ
2.09.00 Система управления
3. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ОТКАЗ…….. 2. ПРИЧИНА ОТКАЗА…………………. 3. ЭТАП ПОЛЕТА………………………. 4. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ 5. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМОЙ 6. ИНФОРМАЦИЯ, ОТОБРАЖАЕМАЯ ЭКИПАЖУ 7. СРЕДСТВА ПРИВЛЕЧЕНИЯ ВНИМАНИЯ 8. ДРУГИЕ ПРИЗНАКИ……………….. 9. ПРОЯВЛЕНИЕ ФО НА УРОВНЕ СИСТЕМЫ 10. ПОСЛЕДСТВИЯ ДЛЯ ВЕРТОЛЕТА. 11. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА……………. 12. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПРОДОЛЖЕНИЮ ПОЛЕТА…. 13. СТЕПЕНЬ ОПАСНОСТИ ФО……… 14. ВЕРОЯТНОСТЬ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ФО	Обрыв нити троса путевого управления 8А-5200-110-17 в местах соприкосновения с направляющими колодками Недостаток конструкции направляющих колодок ЗЕМЛЯ АВТОМАТИЧЕСКИЙ РУЧНОЙ Нет Нет Отсутствуют Проявление соответствует функциональному отказу Без последствий На продолжение полета не влияют На продолжение и завершение полета не влияют Усложненные условия полета 5,531*10-6