Требования НЛГС-3 к БМС, ожидаемые условия эксплуатации.

Р а з д е л 3

О Б Е С П Е Ч Е Н И Е

Б Е З О П А С Н О С Т И

П О Л Е Т О В

Требования НЛГС-3 к БМС, ожидаемые условия эксплуатации.

Летная годность – это характеристика ВС, определяемая предусмотренными и реализованными в его конструкции и летных качествах принципами, позволяющая совершать безопасный полет в ожидаемых условиях и при установленных методах эксплуатации.

Ожидаемые условия эксплуатации и отказное состояние относятся к главным факторам, по которым оценивается летная годность, и в Нормах они определяются так:

- Ожидаемые условия эксплуатации – это условия, включающие в себя область расчетных условий, определенных НЛГ, эксплуатационных ограничений, а также рекомендуемые режимы полета, установленные для данного типа ВС при его сертификации.

Для самолета проектируемого в данном ДП ожидаемые условия эксплуатации таковы:

Допускается эксплуатация самолета днем и ночью, по правилам визуального полета по приборам, над безориентирной местностью и водным пространством до широты ±70° и над горной местностью.

Разрешаются полеты в условиях обледенения при соблюдении следующих ограничений:

- взлет и полет в условиях сильного обледенения запрещается;

- температура наружного воздуха - не ниже минус 12°С

Системы и оборудование самолета обеспечивают директорный заход на посадку по 1 категории по радиомаякам типа СП/ILS. Угол наклона глиссады не более 3,5°.

Минимумы для взлета и посадки

По скоростной классификации воздушных судов ИКАО самолет относится к категории "В".

Минимумы для взлета

Видимость (дальность видимости) на ВПП с огнями осевой линии днем и ночью – 200 м.

Без огней осевой линии (с маркировкой осевой линии) днем и ночью – 300 м.

Фактические и прогнозируемые метеоусловия на запасном аэродроме должны быть не хуже минимума самолета для посадки на нем.

Высота полета с одним отказавшим двигателем должна быть больше максимальной высоты уровня местности в каждой точке выбранного маршрута не менее, чем на 400 м.

Максимально-допустимая скорость ветра любого направления, м/с:

Руление с расстопоренными рулями............................................. 15

Руление с застопоренными рулями............................................... 20

Буксировка с застопоренными рулями......................................... 30

Максимально-допустимая скорость ветра на взлете и посадке, м/с:

Боковая составляющая на сухой полосе....................................... 15

Боковая составляющая на влажной полосе................................. 12

Боковая составляющая на мокрой полосе.................................... 7

Боковая составляющая на полосе, покрытой слоем осадков

более 3 мм....................................................................... 5

Боковая составляющая в зависимости от коэффициента сцепления поверхности ВПП (толщина автосферных осадков не более 3 мм):

Допускается эксплуатация самолета на аэродромах с искусственным покрытием.

Класс аэродромов................................................................ А, Б, В

Высота аэродрома относительно уровня моря, м............ от -300 до 1000

Минимальная ширина ВПП из условия обеспечения

разворота на 180°, м............................................................. 27

Состояние поверхности ВПП аэродромов с искусственным покрытием:

- сухая, влажная, мокрая, залитая (толщина слоя воды до 5 мм);

- покрытая слякотью, мокрым снегом (толщина слоя до 5 мм);

- заснеженная (толщина сухого снега до 15 мм).

Потребная длина ВПП - 1550 м.

Согласно требованиям НЛГС самолет должен быть оборудован аварийными источниками электроэнергии, обеспечивающими, в случае отказа основных источников, функционирование потребителей электроэнергии, необходимых для безопасного продолжения полета и посадки, в том числе:

а) для пилотирования самолета и навигации;

б) для обеспечения сигнализации о пожаре и срабатывании систем пожаротушения;

в) для работы систем жизнеобеспечения;

г) для ведения внешней и внутрикабинной связи.

Должны быть приняты все практически осуществимые меры, чтобы свести к минимуму возможность нанесения пассажирам и членам экипажа непосредственных ранений и обеспечить возможность эвакуации при посадке на сушу и на воду.

Пассажирские кабины и кабины экипажа должны быть обеспечены необходимым комплексом аварийно-спасательного оборудования для возможности быстрого покидания самолета после его приземления или приводнения как с выпущенными, так и с убранными шасси с учетом возможности возникновения пожара.

В кабине (салоне) экипажа должно предусматриваться по одному выходу с каждой стороны фюзеляжа, размером не менее 480х510 мм, либо один верхний люк размером не менее 500х510 мм., либо один верхний круглый люк диаметром не менее 640 мм.

Аварийные выходы для пассажиров. Тип и расположение

Все требуемые выходы должны быть размещены таким образом, чтобы дать возможность наиболее быстрой и эффективной эвакуации пассажиров и экипажа. Типы и общее размещение выходов должны быть такими, как указано далее:

- Тип I – Выход данного типа должен иметь прямоугольную форму с размерами не менее 610 мм шириной и 1220 мм. высотой с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины выхода. Выход типа I должен быть на уровне пола;

- Тип II – Выход должен иметь прямоугольную форму размером не менее 510 мм шириной и 1120 мм высотой, с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины выхода. Выход типа II должен быть на уровне пола, если он не расположен над крылом. В случае, если выход расположен над крылом, высота порога внутри самолета не должна превышать 250 мм, а снаружи не должна превышать 430 мм.

- Тип III – Выход должен иметь прямоугольную форму размером не менее 510 мм шириной и 915 мм высотой, с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины выхода. В случае, если выход расположен над крылом, высота порога внутри самолета не должна превышать 510 мм, а снаружи не должна превышать 690 мм.

- Тип IV – Выход должен иметь прямоугольную форму размером не менее 480 мм шириной и 660 мм высотой с радиусом закруглений углов не более 1/3 ширины выхода. В случае, если выход расположен над крылом, высота порога внутри самолета не должна превышать 740 мм, а снаружи не должна превышать 910 мм.

Аварийные выходы не обязательно располагаются диаметрально противоположно один другому, а также они не обязаны быть одинаковыми по форме и иметь одинаковое расположение с обеих сторон фюзеляжа, но аварийные выходы следует размещать настолько равномерно, насколько это практически необходимо, принимая во внимание размещение пассажиров.

Для проектируемого в данном дипломном проекте самолета с максимальным количеством пассажиров 60, не включая бортпроводников, количество аварийных выходов для каждой стороны фюзеляжа должно быть следующее:

- Тип I – один выход с каждой стороны;

- Тип II – один выход с каждой стороны.

Таким образом в проекте на основе самолета аналога принимаем количество выходов равным четырем.

Магистральные самолеты в качестве аварийных источников электропитания должны иметь генераторы с приводом от вспомогательной силовой установки (ВСУ), обеспечивающие электроснабжение потребителей без ограничения времени работы. Должен быть обеспечен надежный запуск ВСУ после выхода из строя основных источников электроэнергии и функционирование предусмотренных настоящим пунктом потребителей до запуска ВСУ.

Во всех случаях использования ВСУ в качестве аварийного источника электроэнергии максимальная высота надежного запуска её должна быть не менее 4000 метров.

Обеспечение БП при жизненном цикле ВС при повреждении. Увеличение затрат на эту безопасность в эксплуатации если заранее не было предусмотрено конструктивных решений связанных с живучестью.

Конструкция самолета должна быть такой, чтобы было надежно обеспечено завершение полета, во время которого возможно повреждение в результате:

- столкновения с птицей весом 1.8 кгс, когда скорость самолета (относительно птицы по траектории полета самолета) равна Vс на уровне моря или 0.85Vс на высоте 2440 м;

- удара оторвавшейся лопаткой вентилятора;

- разлета обломков двигателя или разлета обломков агрегатов с роторами, обладающими большой кинетической энергией.

Поврежденная конструкция должна выдерживать статические нагрузки (рассматриваемые как расчетные), которые, как ожидается, возникают в полете. Должны рассматриваться корректирующие действия пилота, заключающиеся в ограничении маневрирования, избежании попадания в турбулентность и уменьшении скорости. Если после повреждения конструкции или её частичного разрушения появляются существенные изменения жесткости или геометрии, или того и другого вместе, должен быть проведен дополнительный анализ влияние этих изменений на допустимость повреждения.

Так как самолет предназначен также для полета над водными пространствами необходимо оборудование самолета надувными спасательными плотами с размещением их в дверных аварийных отсеках.

Для эвакуации воздушного судна с ВПП или прилегающей территории к ВПП должны быть предусмотрены места для установки на фюзеляже оборудования для подъема конструкции на средства транспортировки.

Дополнительные затраты на обеспечение ранее не предусмотренных конструктивных решений связанных с повышенной живучестью конструкции в основном предполагаются в области решений связанных с регламентом технического обслуживания узлов и агрегатов самолета, таких например, как установление назначенного ресурса для съемных узлов конструкции в совокупности с дополнительными диагностическими работами в период этого ресурса, что ведет естественно к удорожанию общей стоимости владения самолетом. Также к дополнительным затратам надо отнести доработки по сервисным бюллетеням. Они могут потребовать кроме затрат труда специалистов также дополнительной оснастки, оборудования и узлов которые требуют зачастую дополнительных технических перелетов, дополнительных простоев самолета на земле (ситуации AOG).

Дополнительные требования помещаемые в сертификационный базис проектируемого самолета связанные с повышенной живучестью.

В документации на сертифицируемый самолет должны быть определены критические места конструкции которые должны быть спроектированы как безопасно разрушающиеся.

В эксплуатационной документации должны быть указаны интервалы между диагностическими мероприятиями для этих мест и способы проведения диагностики с указанием рекомендуемого оборудования и требованиям к персоналу проводящему эти работы.

Должны присутствовать листы изменения внешней конфигурации самолета, в которых на схеме расположения внешних узлов самолета, панелей доступа, механизации, элементов шасси и т.п. должно быть описание возможных повреждений или отсутствия этих компонентов если это является допустимым для выполнения полета, а также для регистрации внешних допустимых повреждений самолета.

В проектной документации необходимо обосновать выбор материала для ответственных элементов конструкции с учетом обеспечения наиболее медленного развития повреждений (как технологических так и эксплуатационных).

Независимо от вида процедуры обеспечения безопасности конструкции Заявитель должен продемонстрировать наличие в такой процедуре и надежность функционирования:

- системы периодического уточнения эксплуатационной документации с обоснованием выбираемых интервалов между такими уточнениями;

- системы сбора и анализа данных; а) о характере и условиях эксплуатации и нагруженности самолетов парка (если Заявитель не покажет, что использовал заведомо консервативный спектр нагрузок; б) о техническом состоянии эксплуатирующихся самолетов данного типа.

В конструкции самолета должен быть обеспечен удобный доступ ко всем агрегатам при техническом обслуживании и ремонте.

К узлам крепления крыла киля и стабилизатора должен быть обеспечен удобный доступ с инструментом для осмотра и проверки узлов при техническом обслуживании и ремонте.

Должна быть обеспечена легкосъемность и взаимозаменяемость агрегатов самолета, снимаемых или заменяемых при техническом обслуживании и ремонте.

Обеспечение требуемой безопасности при реализации предложений сформулированных в дипломном проекте.

Безопасность конструкции с допустимыми повреждениями достигается системой контроля её состояния. Поэтому главной целью анализа допустимого повреждения является программа осмотра силовых элементов конструкции в процессе эксплуатации, особенно в зонах вероятного возникновения усталостных и коррозийных повреждений, а также в зонах повреждения случайными нагрузками в эксплуатации.

Программа осмотров должна определять частоту проведения осмотров, условия их проведения и средства контроля (в том числе инструментального). Частота (периодичность) осмотров силовых элементов конструкции должна определяться на основе оценки времени роста повреждения (трещины) от минимального, но надежно обнаруживаемого размера, до предельного. Необходим возможно медленный рост этих повреждений с тем, чтобы требуемая частота осмотра (инструментального контроля) была приемлемой для системы технического обслуживания и ремонта самолета.

Анализ допустимости повреждений (безопасного разрушения). Анализ должен включать в себя определение перечня возможных мест и видов повреждений, связанных с усталостью, коррозией или случайным повреждением. Указанный перечень должен быть обоснован результатами расчетов, испытаний и опытом эксплуатации. При анализе следует учитывать многоочаговое повреждение, вызванное усталостью, если конструкция такова, что можно ожидать повреждения такого типа. Анализ должен включать в себя также расчет величин статических и переменных нагрузок и их повторяемости, подтвержденный результатами испытаний и данными эксплуатации. При определении степени повреждения для анализа остаточной прочности в любой момент эксплуатации должны учитываться возможности обнаружения и характеристики последующего роста повреждения по действием переменных нагрузок. Анализ остаточной прочности должен показать, что неповрежденная часть конструкции способна выдержать нагрузки (рассматриваемые как статические расчетные нагрузки), соответствующие следующим условиям:

- предельным эксплуатационным условиям симметричных маневров;

- предельным эксплуатационным условиям при порывах ветра указанным в задании на проект;

- предельным эксплуатационным условиям при крене и предельным условиям при несимметричных нагрузках.

Вывод: Обеспечение безопасности полетов в приложении к задачам поставленным в данном дипломном проекте определяется комплексом мер, как конструктивного так и эксплуатационного характера. В большей мере в течение жизненного цикла ВС влияние оказывает эксплуатационный фактор и его часть называемая "человеческий фактор". Удобство технического обслуживания определяется конструктивными параметрами ВС. Качество и своевременность обнаружения дефектов в конструкции в процессе эксплуатации – это вопрос подготовки и качественного исполнения своих обязанностей инженерно-техническим персоналом. Также важным фактором, в освещенных вопросах, является информационное обеспечение всей вертикали от конструкторов и производителей к организации по обслуживанию авиационной техники и обратно, что обеспечит своевременность и гибкость в вопросах возникающих в процессе эксплуатации воздушных судов.

Дата добавления: 2015-08-29