авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 7 |

«ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № 311 ...»

-- [ Страница 3 ] --

В данной статье при рассмотрении вопроса организации сертификации организаций поставщиков АТИ мы исходим из того, что в соответствии с требованиями нормативных документов авиационных властей, объектами действия рассматриваемых документов явля ются только организации-посредники (нижеследующие пункты 3-8).

Учитывая все вышесказанное, можно сформулировать следующие группы требований к организациям-поставщикам компонентов ВС, которые вытекают из рассмотренных выше документов и их адаптации применительно к условиям работы гражданской авиации.

Сравнительные требования к поставщикам компонентов ВС за рубежом и в СДС ОГА.

1. Поставщик должен иметь:

- сертификат Авиационной Администрации, в России - сертификат МАК в области производства АТ;

- одобрение изготовителя, в России - желательно иметь дилерское соглашение от пред приятия-изготовителя компонента ВС;

- одобрение системы качества поставщика по стандартам ИСО серии 9000. Это требо вание также присутствует в стандартах СДС ОГА.

Применительно к российским условиям это означает, что к одобренным условиям по ставки АТИ в обязательном порядке относятся поставки с предприятий-изготовителей ком понентов ВС.

2. Поставщики, осуществляющие ТОиР заказываемых компонентов ВС и удостоверяю щие их годность формами «Одобренных Сертификатов годности компонентов ВС» (EASA Form 1, FAA Form 8130-3 или аналогичными), утвержденными своими Национальными Авиационными Администрациями, должны иметь Сертификат соответствия своим нацио нальным правилам по ТОиР АТ (JAR-OPS 145, FAR-145 и т.д.), в России - ФАП-145.

Таким образом, применительно к российским условиям это означает, что к одобренным условиям поставки АТИ относятся поставки от организаций, сертифицированных как орга низации по ТОиР, в т.ч. и эксплуатанты.

Выполнение следующих требований позволяет организациям-посредникам быть отне сенными к одобренным условиям поставки АТИ. Эти требования практически совпадают с требованиями, изложенными с Стандартах СДС ОГА к организациям-поставщикам АТИ.

3. Поставщик должен иметь систему качества, одобренную Авиационной Администра цией в составе организации или отдельно, организацией-держателем Сертификата типа, в России - это головное предприятие-изготовитель ВС, и аккредитованную по стандартам ИСО серии 9000.

Применительно к российским условиям, это означает, что СК организации-поставщика АТИ должна быть одобрена в рамках либо сертификации СДС ОГА, либо СК рассмотрена головным предприятием-изготовителем ВС и оно внесено в реестр поставщиков головного предприятия.

4. Поставщик должен иметь:

- одобренное описание своей организации (Organization Exposition), в России - Руково дство по деятельности;

- для поставщиков, являющихся сертифицированными организациями по ТОиР АТ не обходимо наличие MOE (Maintenance Organization Exposition), в России - Руководство по техническому обслуживанию.

5. Вся документация о системе качества поставщика должна быть доступна для органи заций-заказчиков, их служб качества и Авиационной Администрации, проводящей сертифи кацию, и храниться не менее 5 лет.

И.Г. Кирпичев, А.Н. Шарыпов, Е.И. Шевцова Это требование также присутствует в стандартах СДС ОГА. После выдачи Сертификата соответствия ОС формирует Дело Организации-поставщика АТИ, которое включает в себя следующие документы:

заявку на получение, продление и внесение изменений в Сертификат соответствия;

копию учтенного комплекта доказательной документации Заявителя;

«Предварительное решение», если оно выдавалось, «Экспертное заключение», «Про токол», «Комплексное заключение»;

копию Сертификата соответствия с приложением.

Дело Организации-поставщика АТИ хранится в ОС в течение пяти лет.

6. Поставщик должен иметь возможность проводить на своей производственной базе или в другой, по контракту с аккредитованной на этот вид деятельности организации, проверки и испытания, которые необходимы для подтверждения заявленного качества и удовлетворения требованиям типовой конструкции.

Это требование также присутствует в стандарте СДС ОГА АТИ-01 «Требования к орга низациям, осуществляющим поставку авиационно-технического имущества» в виде ком плекса требований раздела 5.

7. Поставщик обязан обеспечить соблюдение условий, предусмотренных Изготовителем, по предохранению, упаковке и отгрузке АТИ.

Это требование также присутствует в стандарте СДС ОГА АТИ-01 «Требования к орга низациям, осуществляющим поставку авиационно-технического имущества» в виде ком плекса требований раздела 5.

8. Поставщик должен вести документацию, в которой содержится информация, под тверждающая соответствие поставляемой продукции применяемым правилам Авиационной Администрации и соответствующий уровень качества. Такими сведениями являются:

свидетельства о проверках на соответствие типовой конструкции, фактически паспор та на изделия;

идентификация изделий и материалов;

материалы, подтверждающие, что изделия получены поставщиком из одобренных ис точников;

материалы по отслеживанию движения изделий в эксплуатации;

документальное подтверждение выполнявшихся проверок и испытаний;

копии Сертификатов «Release to service» в отношении входящих и выходящих изде лий, фактически записи в паспортах.

Это требование также присутствует в стандарте СДС ОГА АТИ-01 «Требования к орга низациям, осуществляющим поставку авиационно-технического имущества» в виде ком плекса требований раздела 5. Например, «5.5. Организация–поставщик АТИ должна обеспе чить:

ведение Перечня организаций, поставляющих ей АТИ, с приложением разрешитель ных документов на осуществление их деятельности;

оценку аутентичности поставляемых компонентов ВС, в соответствии с «Методикой оценки аутентичности компонентов ВС» №24.10-966ГА;

выполнение директивных и нормативно-технических документов по обслуживанию и хранению АТИ;

организацию входного контроля;

прослеживаемость АТИ;

раздельное хранение кондиционных и некондиционных АТИ;

контроль за соблюдением сроков хранения АТИ;

контроль сроков консервации АТИ;

наличие и хранение пономерной и сопроводительной документации на АТИ, а также сохранность знаков идентификации;

Гармонизация требований системы добровольной… изоляцию АТИ, источники поступления которых или их сопроводительные докумен ты вызывают сомнения;

гарантийное и рекламационное обеспечение;

регистрацию сведений о проведенных работах».

Как видим, практически все требования, присутствующие в нормативных документах зарубежных Авиационных Администраций, реализованы в нормативных требованиях к ор ганизациям-поставщикам АТИ в Системе добровольной сертификации объектов граждан ской авиации.

THE HARMONIZATION OF THE REQUIREMENTS OF VOLUNTARY CERTIFICATION SYSTEM OF THE AVIATION COMPONENT’S SUPPLIERS IN rUSSIA AND REQUIREMENTS AC 00-56A IN USA Kirpitchev I.G., Sharypov A.N., Shevtsova E.I.

The comparative analysis of the requirements of voluntary certification system of the aviation component’s sup pliers in Russia and requirements existed in USA (in accordance with documents ICAO, EASA, FAA) are conducted.

Сведения об авторах Кирпичев Игорь Геннадьевич, 1960 г.р., окончил МИИГА (1986), доктор технических наук, заместитель генерального директора - директор Информационно-аналитического центра ГосНИИ ГА, эксперт Федеральной службы по надзору в сфере транспорта Минтранса России и Межгосударствен ного авиационного комитета, автор более 30 научных работ, область научных интересов – информа ционные системы, послепродажное сопровождение технической эксплуатации авиационной техники.

Шарыпов Андрей Николаевич, 1948 г.р., окончил Иркутский политехнический институт (1971), кандидат технических наук, начальник отдела Информационно – аналитического центра Гос НИИ ГА, эксперт Межгосударственного авиационного комитета, директор центра по сертификации СДС ОГА, автор более 60 научных работ, область научных интересов – организация технической эксплуатации воздушных судов и поставок авиационной техники.

Шевцова Елена Ильинична, окончила Ставропольский Государственный Университет (2009), инженер Информационно – аналитического центра ГосНИИ ГА, область научных интересов – орга низация технической эксплуатации воздушных судов и поставок авиационной техники.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 629.735.03 «313»

НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ СОСТОЯНИЯ И ПЕРСПЕКТИВ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ДЛЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ Ю.А. ТЮРИН По заказу редакционной коллегии Статья представлена доктором технических наук Скрипниченко С.Ю.

В статье показана значимость технико-экономических показателей двигателей для конкурентоспособности воздушных судов, кратко описано состояние отечественного парка авиадвигателей и перечислены некоторые задачи, стоящие перед отечественным авиадвигателестроением, по обеспечению сокращения в кратчайший период отставания от зарубежных конкурентов.

Ключевые слова: экономическая эффективность, ресурс, надежность, техническое обслуживание, ремонт авиадвигателей, состояние парка двигателей, зарубежные конкуренты В последние годы в России (как и во всем мире) имеет место устойчивый (до 10-13% ежегодно) рост пассажиро- и грузоперевозок авиационным транспортом, и хотя в 2009 (кри зисном) году этот объем перевозок в России, по сравнению с 2008 годом, уменьшился на 10% (в мире снижение составило около 4%), общая тенденция роста пассажироперевозок сохраняется: ожидается, что к 2012 году объем пассажироперевозок в России сравняется с рекордным 2008 годом (50 млн.пассажиров), а к 2015 году увеличится еще приблизительно на 30%.

Отвечая указанной тенденции, ведущие авиастроительные фирмы мира стремятся созда вать как можно более конкурентоспособные воздушные суда для удовлетворения жестких требований, предъявляемых авиакомпаниями-перевозчиками.

Для выполнения поставленных задач наряду с улучшением аэродинамических и весовых характеристик воздушных судов (ВС), внедрением новых материалов (например создавае мый самолет В-787 состоит на 50% из композитных материалов), разработкой и усовершен ствованием агрегатов и систем ВС, особое место занимает проблема создания и совершенст вования авиадвигателей.

Это объясняется, с одной стороны, тем, что их технические и эксплуатационные данные являются очень важным, а иногда и решающим фактором в обеспечении конкурентоспособ ности выпускаемой продукции, а с другой стороны – большой сложностью и трудоемкостью самого процесса создания нового двигателя (двигатели 3 и 4 поколения создавались в сред нем в течение 10-12 лет, что на 5-7 лет дольше, чем создание любого ВС, а современные дви гатели 5 и 6 поколения создаются, с учетом научно-технического задела, в течение 15- лет). Следует отметить, что по заявлению авторитетных отечественных и зарубежных спе циалистов авиадвигатель является одной из самых сложных механических систем, создан ных когда-либо человечеством.

Важность технических и эксплуатационных данных двигателей в обеспечении конкурен тоспособности воздушных судов подтверждается значимостью показателей двигателей.

Анализ и расчеты показывают, что наиболее весомыми из видов показателей конкурен тоспособности пассажирских самолетов (нормативных, функциональных, экономических и технических) в прямых эксплуатационных расходах (ПЭР) ВС являются технические показа тели: топливная эффективность, трудоемкость ТОиР, назначенные ресурсы воздушного суд на и его комплектующих, весовое совершенство.

Некоторые вопросы состояния и перспектив развития… Доля этих показателей составляет (с учетом роста стоимости ГСМ) в среднем 57% пря мых эксплуатационных расходов (ПЭР);

в разных компаниях, имеющих различные типы воздушных судов (в том числе новейших и старых разработок) эта величина колеблется от % до 66 %, в том числе доля авиаГСМ может доходить в различных авиакомпаниях до 42 58%, при этом нижний предел возможен у создаваемых в настоящее время воздушных су дов, которые должны поступить в эксплуатацию до 2012 года.

Следует отметить, что вопрос стоимости авиатоплива усугубляется в России чрезмерной монополизацией рынка заправочных услуг, что приводит зачастую к существенному удоро жанию ГСМ, по сравнению с Западными странами. В провинциальных городах (а это как раз область «деятельности» ближне-среднемагистральных самолетов и региональных ВС) имеется, как правило, один аэропорт, который обслуживает единственная сервисная компа ния, заправляющая самолеты топливом. Эта компания закупает ГСМ у одного на регион нефтеперерабатывающего завода (в противовес гораздо большему количеству «игроков» на Западном рынке авиатоплива).

Наиболее интегральными техническими показателями являются топливная эффектив ность, характеризующая весовое и аэродинамическое совершенство планера и термодинами ческое совершенство двигателя, и удельная трудоемкость технического обслуживания и ре монта (ТОиР), интегрирующая показатели надежности, совершенства и технологичности конструкции, включая проектные ресурсы и технически возможный налет.

Высокую значимость технико-экономических показателей двигателя для обеспечения конкурентоспособности самолета в целом подтверждают и данные анализа и расчетов по влиянию вышеперечисленных эксплуатационно-технических характеристик двигателя на уровень прямых эксплуатационных расходов с целью оценки (предварительной) экономиче ского эффекта от улучшения или «недобора» некоторых из перечисленных выше параметров в расчете на один списочный региональный или ближне магистральный самолет.

Так, предварительный анализ и расчеты показывают, что изменение топливной эконо мичности на ±2% приводит (с учетом увеличения стоимости топлива) к изменению годовых затрат на эксплуатацию одного регионального или ближне магистрального самолета на ± 65…100 тыс.долл., в зависимости от дальности полета;

эксплуатация одного самолета с комплексным показателем надежности двигателя (средняя наработка на регламентный и внеплановый съем двигателя по всем причинам) =9500 ч (вместо предварительной расчет ной величины =12500 ч) приводит к дополнительным годовым затратам в размере 70…110 тыс.долл., а при =7000 ч – 170…270 тыс. долл.;

уменьшение (увеличение) стоимо сти ТОиР на 15% приводит к ежегодной экономии (дополнительным затратам) в размере 50 тыс. долл. на один самолет.

Все указанные выше показатели в значительной степени напрямую зависят от техниче ских и эксплуатационных данных двигателей (как одного из наиболее важных компонентов ВС): термодинамического совершенства, надежности, ресурса и эксплуатационной техноло гичности.

Кроме того, в нормативных показателях конкурентоспособности ВС одним из главных является уровень шума и эмиссии вредных веществ, создаваемых авиадвигателями (и это при том, что международные требования экологических норм постоянно ужесточаются).

Из сказанного следует, что совершенствование требований к авиадвигателям и создание на их основе перспективных конкурентоспособных типов является первостепенным факто ром в обеспечении конкурентоспособности воздушных судов.

Так, в подписанной в конце 2007 г. президентом США Дж. Бушем программе развития авиации США до 2015 года подчеркивается необходимость создания к этому сроку ближне и средне-магистрального самолета, обладающего на 33% лучшей топливной экономично стью, чем самый массовый самолет Б-737.

Ю.А. Тюрин В этом направлении уже несколько лет ведутся интенсивные разработки ведущими авиадвигателестроительными фирмами западных стран (General Elektrik, Pratt&Whitney, Rolls-Royce и Snekma) по созданию до 2013-2015 года двигателей класса 9-13 т, обладающих удельными расходами на 18-28% ниже, чем двигатели 4-го поколения и на 5-10% ниже, чем двигатели 5-го поколения (LEAP 56-DDTF, GTF, RB282,285, RB2021- двигатели поколения 5+).

Некоторые из этих двигателей разрабатываются как двигатели классических двухкон турных схем (с редуктором или без него), другие – в варианте с возможным применением биротативного вентилятора и незакапотированных винтовентиляторов (например, LEAP56 OR со сроком создания до 2020 года).

Высоконагруженный компактный газогенератор и большая (до 9-12, а для винтовентиля торов порядка 35) степень двухконтурности являются характерной особенностью этих дви гателей.

Двигатели будут иметь полые рабочие лопатки вентилятора из титанового сплава или лопатки из композиционных материалов и турбины низкого давления с противовращающи мися ступенями.

Работы по указанным двигателям ведутся достаточно интенсивно, а по некоторым (GTF и RB282) уже проведены испытания демонстраторов двигателей и газогенератора.

На этом фоне представляется целесообразным оценить состояние парка авиадвигателей, находящихся в эксплуатации в России на сегодняшний день, и определить в общих чертах те задачи, которые предстоит решить отечественной авиапромышленности в ближайшие го ды.

Основной парк эксплуатируемых в настоящее время отечественных двигателей самоле тов был внедрен в серийное производство более 25 лет. Практически, все эксплуатируемые отечественные двигатели являются двигателями 3-го поколения, разработки 70-х годов с со ответствующими характеристиками и технико-экономическими показателями. Поступившие в эксплуатацию в последние 10-18 лет двигатели ПС-90А, ТВ7-117, Д-436Т1(ТП, 148) лишь с определенным «допущением» можно отнести к двигателям 4-го поколения, фактически это двигатели поколения 3 + (улучшенные двигатели 3 поколения).

Подавляющее большинство всех типов эксплуатируемых отечественных двигателей – ремонтные. Выпуск новых серийных двигателей достаточно ограничен.

Надежность (безотказность) работы эксплуатируемых двигателей в течение последнего периода в целом отвечает как старым отечественным (1979 г.), так и новым (2004 г., разрабо танным с учетом мирового опыта) отечественным Нормам.

Вместе с тем, следует признать, что по показателю безотказности отечественные двига тели магистральных самолетов уступают эксплуатируемым зарубежным аналогам, у которых наработка на выключение двигателя в полете находится на уровне 150000-400000 часов, а у некоторых (СFМ-56 и др.) приближается к 1.000.000 часов в сравнении с 60000-200000 часа ми у отечественных двигателей.

Имеет место также серьезное отставание ресурсов отечественных эксплуатируемых дви гателей магистральных самолетов по сравнению с ресурсами зарубежных эксплуатируемых двигателей: назначенные ресурсы отечественных двигателей не превышают 10000- полетных циклов (12000-30000 часов) в сравнении с 15000-30000 полетными циклами (40000-90000 часами) у зарубежных аналогов.

Отдельные зарубежные двигатели-лидеры (семейства CFМ-56, V-2500 и др.) нарабаты вают около 50000 часов на крыле без съема с самолета, в «противовес» отечественному ана логу-двигателю ПС-90А, у которого наработка без съема с крыла составляет около часов, а максимальная наработка (с ремонтами) достигла на самолете в настоящее время лишь около 33000 часов (для справедливости следует отметить, что указанные значения не достигались на других типах отечественных двигателей).

Некоторые вопросы состояния и перспектив развития… Таким образом, видно, что по указанным технико-экономическим показателям отечест венные эксплуатируемые двигатели уступают зарубежным аналогам.

В ближайшие годы предстоит кардинально обновить парк отечественных воздушных судов и авиадвигателей.

По предварительным оценкам большинство воздушных судов с двигателями 3-го поко ления в течение предстоящих 5-10 лет прекратят свою эксплуатацию как вследствие выра ботки ресурсов и сроков службы, так и из-за низких технико-экономических показателей. По прогнозам АСЦ ГосНИИ ГА к 2015-2017 годам будет списано порядка 70-80 % самолетов. К 2025 году потребуется парк самолетов в 1600-1800 единиц с соответствующим количеством авиадвигателей.

Представленная сравнительная оценка отечественных и зарубежных двигателей опреде ляет тот «нижний уровень» требований к перспективным отечественным двигателям 5-го поколения в целях обеспечения их конкурентоспособности с зарубежными аналогами (за рубежом уже 7-10 лет летают двигатели 5-го поколения).

Таковыми требованиями являются:

1.Высокое термодинамическое совершенство перспективных отечественных двигателей, обусловленное высочайшим уровнем расчета (и изготовления) лопаточных машин с обяза тельным профилированием лопаток по теории трехмерного пространства, а в перспективе профилирование лопаток с безотрывным обтеканием. Это позволит создавать высоконагру женные компактные газогенераторы с высокой степенью сжатия и малым количеством сту пеней компрессора и турбины. Двигатели, созданные на базе этих газогенераторов, должны обладать лучшей на 10-20 % (а в перспективе до 30%) экономичностью (низкий удельный расход топлива) и меньшей на 5-10% удельной массой, чем эксплуатируемые двигатели пре дыдущего поколения.

2. Требования по обеспечению уровня надежности (безотказности) должны устанавли вать нижнюю границу наработки на отказ в полете не менее 200000 часов, а в дальнейшем до 500000 часов. Это обусловит обеспечение повышенных требований к безопасности полета, предъявляемым к ВС, в том числе требований ETOPS на 180-минутный (для СМС и ДМС) полет.

3. Ресурс конкурентоспособных двигателей должен быть не менее:

30000-40000 полетных циклов для деталей холодной части;

20000 полетных циклов для деталей горячей части.

Указанные требования обеспечиваются конструктивными решениями (в том числе ре сурсным проектированием с учетом определения периода до критического роста усталост ных трещин в деталях) создания двигателя.

При этом высокоэффективный контроль и диагностика состояния двигателя (с учетом неразрушающего контроля заготовок, готовых деталей и деталей на двигателе) должны «за кладываться» уже при проектировании.

Необходимым дополнением к конструктивному решению является углубленная прора ботка технологических мероприятий (в т.ч. эффективные тепловые покрытия, сварка трени ем, лазерная полировка и наномодификации поверхностных слоев лопаток компрессоров, различные методы упрочнения деталей и т.д.).

Широкое внедрение композитов – одно из генеральных направлений современного дви гателестроения. В настоящее время все двигателестроительные фирмы мира рассматривают возможность создания углепластиковой лопатки вентилятора. Уже испытан в составе двига теля СFМ56-5С вентилятор диаметром 1,8 м с лопатками производства фирмы Snekma. Тех нология близка к той, что используется фирмой General Elektrik на всех больших двигателях – создание трехмерной плетеной лопатки с заполнением по новой методике, над которой фирма работала около 30 лет.

Ю.А. Тюрин Фирмой Volvo на аэрокосмическом салоне Ле Бурже в 2009 году был представлен (а по имеющимся сведениям и испытан на обрыв лопатки фирмой Rolls-Royce) углепластивовый корпус вентилятора, выполненный «зацело» со спрямляющим аппаратом вентилятора.

Фирма General Elektrik отрабатывает металлокерамические лопатки для сопловых аппа ратов турбины. Подобные «наработки» имелись и на отечественном предприятии ОАО «Авиадвигатель».

4. Высокий уровень эксплуатационной технологичности (включая модульность конст рукции, в том числе с заменой модулей в эксплуатации). Выполнение указанных требований обусловит снижение стоимости эксплуатации двигателя, включая минимизацию расходов на техобслуживание и ремонт.

5. Разработка перспективного конкурентоспособного двигателя невозможна без создания новых материалов, знания их свойств и формирования современной базы данных этих мате риалов (в том числе порошковых, гранульных сплавов, композиционных материалов, кера мических, теплозащитных, металлокомпозиционных и т.д.).

Все указанные выше требования должны быть реализованы при оптимальной (достаточ но низкой для обеспечения конкурентоспособности двигателя) цене двигателя, что позволит снизить стоимость жизненного цикла относительно современных двигателей на 15-20%.

6. Обеспечение с существенным запасом требований по эмиссии и шуму: уровень эмис сии по NOх перспективных двигателей должен быть ниже норм ИКАО 2008 г. не менее, чем на 30-40 % (в дальнейшем на 45-60%), а соответствие требованиям главы 4 норм ИКАО по шуму с запасом 15-20 EPN дБ ( в перспективе на 25-30EPN дБ).

Это обеспечит возможность длительной беспрепятственной эксплуатации создаваемых двигателей с учетом предполагаемого значительного ужесточения международных экологи ческих норм в 2016 и 2025 годах.

7. Особые требования должны быть предъявлены по направлению послепродажного об служивания двигателя в эксплуатации. Передовые зарубежные фирмы (Дженерал Электрик, Пратт-Уитни, Роллс-Ройс, SNEKMA) накопили огромный опыт в послепродажном обслужи вании своих двигателей. При этом, как правило, проводится отслеживание состояния каждо го из эксплуатируемых по всему миру двигателей с целью обеспечения необходимого уровня поддержания их летной годности и оперативной замены отказавших узлов и модулей.

Отечественным авиадвигателестроителям предстоит перенять и развить накопленный опыт зарубежных конкурентов.

В предыдущих разделах статьи показана значимость технико-экономических показате лей двигателей для конкурентоспособности воздушных судов, кратко описано состояние на рубеже начала ХХI века отечественного парка авиадвигателей (при его значительных «недо борах» по большинству показателей от продукции лучших зарубежных фирм) и перечислены некоторые задачи, стоящие перед отечественным авиадвигателестроением по обеспечению возможности решения поставленной цели – в кратчайший период устранение большого от ставания от зарубежных конкурентов.

Для скорейшего выполнения указанной задачи, требующей значительных научных, кон структивно-технологических, металловедческих и других разработок, как на основании уже имеющегося научно-технического задела, так и при интенсивном развитии новых направле ний исследований (в США при создании новых двигателей используются исследования по более чем 50 направлениям) необходима предельная концепция всего имеющегося научно технического потенциала страны по созданию ограниченного количества объектов.

Поэтому (в рамках Федеральной целевой программы развития гражданской авиационной техники) Объединенная Двигательная Корпорация (ОДК) в целях обеспечения всего потреб ного ряда (диапазона тяг) двигателей для перспективных отечественных магистральных и региональных самолетов остановилась на разработке и создании двух типов двигателей (га зогенераторов).

Некоторые вопросы состояния и перспектив развития… Первый – это двигатель SАМ-146 класса тяги 6-8 тс для регионального и ближнемагист рального самолета «Супер-Джет-100» и вместимостью от 70 до 100 пассажиров. Двигатель SАМ-146 совместной разработки французской фирмы SNEKMA и ОАО НПО «Сатурн» соз дается на базе французского газогенератора ДЕМ21 с изготовлением всех деталей и узлов из иностранных материалов и с установкой большинства систем и агрегатов иностранного про изводства. Создание двигателя SаМ 146 базируется на богатейшем опыте создания и экс плуатации двигателя СFM-56 (совместного производства GE и SNEKMA), одного из массо вых, высокоресурсных и надежных двигателей в мире, а также опытных проработках и науч но-техническом заделе западных и отечественных фирм. Двигатель находится на стадии за вершения доводочных работ и проведения сертификационных испытаний.

Второй – это полностью отечественный двигатель ПД-14 класса тяги 9-18тс, предназна ченный для установки на региональные и магистральные самолеты вместимостью от 70 до 350 мест (в частности, для различных модификаций ближнее-среднемагистрального самоле та МС-21), а также на транспортные самолеты грузоподъемностью 10-60 тонн. Двигатель находится на первоначальных стадиях разработки. Программа создания двигателя ПД- реализуется с помощью нового для отечественного двигателестроения инструмента – гейто вой системы (системы прохождения контрольных рубежей, так называемых «ворот»).

Гейтовая система – это система снижения рисков и затрат проекта путем установления точек контроля и принятия решения, широко используется во всем мире при создании новых образцов наукоемкой и дорогостоящей продукции. В июле 2008 года ОАО «Авиадвигатель»

успешно прошел процедуру защиты результатов первого этапа работы (первые «ворота»), в ходе которого была определена концепция Программы, оценена ее техническая и технологи ческая реализуемость, экономическая целесообразность. В I квартале 2010 года осуществле на защита аванпроекта. Всего предстоит 8 «гейтов» (контрольных рубежей) со сроками окончания в 2014-2015 годах.

На первых этапах до 2012 года планируется создать высокоэффективный унифициро ванный газогенератор и до 2015 года на основе этого газогенератора разработать семейство конкурентоспособных турбореактивных двигателей в классе тяги 9-18 тс (ПД-14А, ПД-14, ПД-14М).

В течение года, прошедшего после «первых ворот», развернуты полномасштабные рабо ты по проектированию основных узлов газогенератора, по разработке и освоению критиче ских технологий, необходимых для создания семейства двигателей нового поколения (всего предстоит освоить 16 критических технологий).

Совершенно очевидно, что в современных условиях ни одно конструкторское бюро, ни одно предприятие не сможет в одиночку создать двигатель мирового уровня. Весь мир объе диняет усилия. И Россия – не исключение.

В программе создания семейства перспективных двигателей ПД-14 принимают участие, практически, все ведущие отечественные двигателестроительные предприятия и НИИ во главе с ОАО «Авиадвигатель».

Перед российскими двигателестроителями стоит грандиозная задача – возрождение от расли. Создание перспективного семейства двигателей – это отличная возможность для Рос сии вернуть отечественное двигателестроение на мировой уровень.

Наряду с созданием перспективных двигателей ведущие авиадвигателестроительные фирмы мира практически постоянно (в отличие от отечественных Разработчиков) осуществ ляют работы по модернизации (подчас достаточно глубокой) и модификации эксплуатируе мых двигателей.

Работы проводятся с целью улучшения технико-экономических показателей двигателей (экономичности, надежности, ресурса).

Так, фирмы General Elektrik и Snekma активно внедряют мероприятия по улучшению (до 2%) экономичности широко эксплуатируемого на самолетах В737NG (производство которых Ю.А. Тюрин за последние 12 лет превысило 3000) двигателя CFM56-7ВЕ путем изменения формы и коли чества лопаток (уменьшение количества лопаток ТВД и ТНД на 9%), увеличения расхода воздуха, снижения температуры газа.

Аналогичные работы по улучшению экономичности (до 0,5%) двигателей GЕ-90 (выпу щенных уже в количестве 1000) для самолетов В777 путем усовершенствования FADEC и проведения других мероприятий проводит фирма General Elektrik.

Работы по повышению надежности и экономичности двигателей, а также улучшения их эксплуатационной технологичности осуществляют Разработчики двигателя V2500 (выпу щенного в количестве более 4000) для самолетов А-320.

В отечественном авиадвигателестроении в ближайшее время возможно появление лишь модификации эксплуатируемого на самолете Ил-76 двигателя Д-30КП-2 – двигателя Д-30КП «Бурлак».

Модификация будет осуществлена путем замены на этом давно с успехом эксплуати руемом (общая наработка всех типов двигателей семейства Д-30КП, Д-30КУ, КУ-154 состав ляет более 48 млн. часов) двигателе трехступенчатого компрессора низкого давления на но вый одноступенчатый бесполочный вентилятор 5-го поколения и подпорную ступень с одно временным увеличением степени двухконтурности и величины взлетной тяги. Двигатель Д-30КП «Бурлак», имеющий лучшие, по сравнению с базовым двигателем, технико экономические показатели (более низкий удельный расход, повышенный ресурс и надеж ность) и отвечающий перспективным нормам экологии, при установке на самолет Ил-76 (при минимизации сложности и стоимости ремоторизации) обеспечит этому самолету значитель но лучшие взлетно-посадочные и летно-технические характеристики и возможность беспре пятственной эксплуатации за рубежом.

Из сказанного выше следует, что авиадвигателестроительная промышленность России, несмотря на известные трудности, продолжает достаточно активно работать над созданием новых, перспективных, конкурентоспособных авиадвигателей и модернизацией эксплуати руемых отечественных авиадвигателей.

QUESTIONS OF A CONDITION AND PROSPECTS OF PROGRESS OF AVIATION ENGINES FOR CIVIL AIRCRAFT Tjurin J.A.

The given article illustrates importance of technical and economic characteristics of aviation engines from the point of view of competitiveness of aircraft. It is briefly described the current status of domestic aviation engines fleet.

The author specifies the main tasks facing the domestic aviation engine builders to cut down in the shortest possible time falling behind the foreign competitors achievements in this field of aviation industry.

Сведения об авторе Тюрин Юрий Анатольевич, 1937 г.р., окончил МАИ (1960), кандидат технических наук, на чальник отдела ГосНИИ ГА, автор более 30 научных работ, область научных интересов – стендовые и лётные испытания авиадвигателей.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ Гос НИИГА № УДК [629.735.05:621.396:621.391.82]:537.811. ВОЗДЕЙСТВИЕ ВНЕШНИХ ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫХ ПОЛЕЙ ВЫСОКОЙ ИНТЕНСИВНОСТИ НА БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВС М.Б. БОРИСОВ Статья представлена доктором технических наук Комовым А.А.

Рассматриваются методические особенности помехоустойчивости бортового электрического/электронного оборудования при воздействии электромагнитных полей высокой интенсивности.

Ключевые слова: высокоинтенсивные электромагнитные поля, электромагнитная совместимость, элек тронное бортовое оборудование, воздушные суда, напряженность электромагнитного поля, радиочастотная об становка Введение Высокоинтенсивные электромагнитные поля (ВИЭМП) или HIRF - один из факторов электромагнитных явлений во всех возможных внешних радиочастотных (РЧ) полях. HIRF поля создают электромагнитную обстановку в зоне нахождения воздушного судна (ВС). Та ким образом, встаёт вопрос об электромагнитной совместимости (ЭМС), то есть о нормаль ной работоспособности бортового электронного оборудования при воздействии ВИЭМП.

Чтобы обеспечить работоспособность бортового оборудования на ВС в условиях ВИЭМП, необходимо учитывать три основных фактора ЭМС [1]:

- электромагнитная обстановка, характеризующаяся напряженностями внешних воздей ствующих полей, частотой, крутизной фронтов импульсов;

- механизм связи или воздействия, определяемый коэффициентами затухания или пере даточными функциями;

- чувствительность или восприимчивость приёмников электромагнитного излучения с пороговыми значениями помех в частотной и временной областях.

Электромагнитная обстановка в виде энергии электромагнитного поля в свободном про странстве создаётся более чем 500000 источниками в США и Европе от радио, телевидения, радаров и других источников [2]. Но в настоящее время глобальная электромагнитная обста новка является неточной, потому что неизвестны условия в других государствах, где могут работать передатчики большой мощности.

HIRF обстановка – это совокупность передатчиков, которые являются бортовыми, на земными, прибрежными, платформенными и судовыми. Эти излучатели перекрывают спектр РЧ (10кГц -40 ГГц), и их излучаемые поля велики по энергетическим уровням и ха рактеристикам сигналов. В настоящее время установлены четыре следующие HIRF обста новки [2, 3]:

тяжёлая для самолётов с фиксированным потолком;

сертифицированная (HIRF обстановка I);

нормальная (HIRF обстановка II);

тяжёлая для вертолётов (HIRF обстановка III).

Радиочастотная обстановка должна учитывать расчётную напряжённость поля, дости гающую ВС на точно установленном расстоянии от каждого типа источника. Для расчёта обстановки эфир разделён на 17 частотных диапазонов: 10-100кГц, 100-500кГц, 500кГц 2МГц, 2-30МГц, 30-70МГц, 70-100МГц, 100-200МГц, 200-400МГц, 400-700МГц, 700МГц 1ГГц, 1-2ГГц, 2-4ГГц, 4-6ГГц, 6-8ГГц, 8-12ГГц, 12-18ГГц, 18-40ГГц.

Внутренняя обстановка в пределах ВС отличается от внешней (HIRF обстановки I, II и III) и обуславливается механизмом связи внешнего поля с внутренним пространством ВС.

М.Б. Борисов Внутренняя среда – итог сложных электромагнитных взаимодействий внешнего электро магнитного поля, конструкции ВС и систем, установленных на нём.

Падающие внешние поля отражаются и рассеиваются множеством внешних точек ВС, порождая индуцированные токи и заряды на конструкции, которые создают дополнительные поля и внутри, и снаружи ВС.

Пути входа электромагнитной волны извне до внутренних областей оборудования назы ваются точками входа. Внутренние уровни полей зависят как от характеристик точки входа, так и от внутренней полости и обусловлены коэффициентами затухания и передаточными функциями. Например, ниже 10МГц внутри металлического самолёта магнитные поля пре обладают над электрическими из-за экранирующих свойств металлической поверхности.

Отражение и прохождение электромагнитных волн через поверхность корпуса ВС при водит к изменению амплитуды волн, что характеризуется передаточной функцией.

Безопасность ВС, в которых применяются электрические/электронные системы, при воздействии HIRF обусловлена следующими факторами:

а) зависимостью от электрических/электронных систем, выполняющих функции, тре буемые для длительного безопасного полёта и посадки;

б) возможным уменьшением электромагнитной экранировки при применении компози тов;

в) потенциальным увеличением восприимчивости встроенных цепей из-за увеличения скорости их работы и увеличения их количества;

г) возрастанием интенсивности внешней ВЧ среды из-за локального увеличения числа и мощности ВЧ излучателей.

Так как электромагнитные воздействия на системы для HIRF проявляются в виде пере ходных процессов или импульсов, то с помощью измеренных спектров помех могут быть рассчитаны помехозащитные фильтры и экраны.

Главные особенности HIRF воздействия на электрические/электронные системы ВС I. Как уже отмечалось HIRF обстановка создаётся радиочастотным излучением от раз личных РЧ источников в пространстве, где могут находиться ВС. Эта обстановка разделена на частотные диапазоны и характеризуется напряжённостью поля, достигающей ВС на уста новленном расстоянии от каждого типа источника.

В расчёте обстановки учитывается разбиение РЧ излучения на частотные диапазоны, о чём упомянуто во введении, максимальный коэффициент усиления главного луча антенны передатчика, напряжённость поля на минимальном расстоянии между ВС и передатчиком, наклонная дальность;

для напряжённости, измеряемой в вольтах на метр (В/м), рассматрива ется пиковое и среднее значения.

Для вычисления значения напряжённости поля используются базы данных источника излучения вместе с определяемыми минимальными расстояниями. Пиковое значение напря жённости поля базируется на максимальной разрешённой величине мощности передатчика и усиления антенны для диапазона частот. Средняя напряжённость поля определяется на мак симальной средней напряжённости поля (пиковая продолжительная мощность на выходе пе редатчика при максимальном времени рабочего цикла усиления антенны) для диапазона час тот.

Ранее было сказано, что электромагнитная среда разделена на жёсткую для самолётов, сертификационную, нормальную и жёсткую для вертолётов.

Жесткая среда HIRF [2] для самолётов является оценкой худшего случая электромагнит ного поля в воздушном пространстве, в котором функционирование самолёта разрешено.

Тяжёлая HIRF обстановка для самолётов представлена в табл. 1.

Воздействие внешних электромагнитных полей… Таблица Напряженность поля, В/м Частота Пиковая Средняя 10 кГц – 100 кГц (1) 50 100 кГц – 500 кГц 60 500 кГц – 2 МГц 70 2 МГц – 30 МГц 200 30 МГц – 70 МГц 30 70 МГц – 100 МГц 30 100 МГц – 200 МГц 90 200 МГц – 400 МГц 70 400 МГц – 700 МГц 730 700 МГц – 1 ГГц 1400 1 ГГц – 2 ГГц 3300 2 ГГц – 4 ГГц 4500 4 ГГц – 6 ГГц 7200 6 ГГц – 8 ГГц 1100 8 ГГц – 12 ГГц 2600 12 ГГц – 18 ГГц 2000 18 ГГц – 40 ГГц 1000 Вертолётная жёсткая (тяжёлая) HIRF [2] обстановка получена из случая наихудшей оценки уровня напряжённости электромагнитного поля в воздушном пространстве, в кото ром разрешается полёт вертолёта. Тяжёлая HIRF обстановка для вертолётов представлена в табл. 2.

Таблица Напряженность поля, В/м Частота Пиковая Средняя 10 кГц – 100 кГц (1) 150 100 кГц – 500 кГц 200 500 кГц – 2 МГц 200 2 МГц – 30 МГц 200 30 МГц – 70 МГц 200 70 МГц – 100 МГц 200 100 МГц – 200 МГц 200 200 МГц – 400 МГц 200 400 МГц – 700 МГц 730 700 МГц – 1 ГГц 1400 1 ГГц – 2 ГГц 5000 2 ГГц – 4 ГГц 6000 4 ГГц – 6 ГГц 7200 6 ГГц – 8 ГГц 1100 8 ГГц – 12 ГГц 5000 12 ГГц – 18 ГГц 2000 18 ГГц – 40 ГГц 1000 М.Б. Борисов Сертификационная HIRF обстановка (HIRF обстановка I) отличается от тяжёлой HIRF обстановки за счёт увеличения расстояния между ВС и передатчиками. При оценке уровней напряжённости электрического поля учитывается, что микроволновые передатчики обычно не работают непрерывно на максимальных уровнях мощности на выходе.

Нормальная HIRF обстановка (HIRF обстановка II) – это уровень напряжённости элек тромагнитного поля в воздушном пространстве на аэропортах и около них, в котором проис ходят взлёт и посадка. При оценке уровней напряжённости предполагается, что передатчики СВЧ высокой пиковой мощности не работают непрерывно на максимальных уровнях мощно сти на выходе.

II. Существуют многочисленные пути проникновения помех, которые могут передать энергию электрическим/электронным системам от внешней HIRF обстановки. Внутренняя HIRF обстановка и её влияние на системы обусловлена путями проникновения прямого или косвенного излучения в систему или кабели, проникновением в провода, через апертуры и через возбуждение резонансных полостей. По существу, внутренняя обстановка – итог слож ных электромагнитных взаимодействий внешнего электромагнитного поля, ВС и систем, ус тановленных на нём.

Падающие внешние поля отражаются и рассеиваются, когда сталкиваются с множеством внешних точек ВС, при этом возникают индуцированные токи и заряды на конструкции, ко торые порождают дополнительные поля и внутри, и снаружи ВС. Возникают локальные по ля, окружающие ВС, – результат комбинации внешней HIRF обстановки и отражённых (рас сеянных) полей, вызванных наведёнными поверхностными токами и зарядами. Эти локаль ные поля неоднородны и зависят от частоты падающего поля и размера, формы и материала ВС и они порождают поля внутри ВС, которые могут иметь больший уровень, чем падающие поля.

Спектр ВЧ энергии HIRF, который попадает в авиационную проводку и электриче ские/электронные системы, представляется в виде трёх основных составляющих:

энергия HIRF ниже 1 МГц – наведённая связь на этих частотах неэффективна;

энергия HIRF между 1 и 400 МГц – наведённая связь в самолётной проводке, которая яв ляется эффективной антенной на этих частотах;

энергия HIRF выше 400 МГц – связь в самолётной проводке теряется на частотах свыше 400 МГц и энергия поля стремится просочиться через апертуру оборудования и швы.

Электрические/электронные системы распределяются по всей длине самолёта (например, управление полётом). Жгуты проводов, связывающие распределённые системы, проходят че рез несколько областей самолёта. Некоторые из этих областей могут быть более открыты электромагнитной обстановке, чем другие, и жгуты проводов, проходящие через них, облу чаются сильнее. Таким образом, на частотах ниже 400 МГц провода распределённой системы могут иметь относительно широкий диапазон наведённых напряжений и электрических то ков, которые и могут появиться при сопряжении аппаратуры.

Для оценки влияния внешнего электромагнитного поля (ЭМП) или HIRF обстановки на электрическое/электронное оборудование ВС вводятся две физические характеристики: пе редаточная функция (Transfer Function – TF) по току и коэффициент экранирования внешнего ЭМП. Передаточная функция является характеристикой, связывающей уровень воздейст вующего на ВС внешнего ЭМП с уровнем индуцированного тока в жгутах ВС в диапазоне частот 10 кГц – 400 МГц. Передаточная функция рассчитывается по формуле TF[дБмкА/В/м] = 20log I/E, (1) где: I – амплитуда индуцированного тока (мкА) в жгутах ВС при его облучении внешним ЭМП;

Е – амплитуда внешнего ЭМП, В/м.

Воздействие внешних электромагнитных полей… Для оценки уровня электромагнитного поля внутри ВС при облучении его внешним ЭМП в диапазоне частот от 100 МГц до 18 ГГц применяется коэффициент экранирования фюзеляжа ВС. Коэффициент экранирования показывает насколько корпус ВС ослабляет внешнее ЭМП, определяя степень защиты бортового электронного оборудования. Коэффи циент экранирования ЭМП фюзеляжем ВС определяется как отношение уровня напряжённо сти внешнего ЭМП и уровня напряжённости ЭМП, измеренного внутри ВС, и даётся в виде формулы К экр [дВ] = 20log Е внеш /Е внутр, (2) где амплитуды Е внеш и Е внутр даются в В/м.

III. Определение влияния HIRF на электрические/электронные системы признаётся как общая проблема ВС, к которой нужно обращаться ещё на этапе проектирования и конструи рования ВС. Для ВС цель проектирования должна сводиться к уменьшению HIRF обстанов ки внутри до уровня, установленного для электрического/электронного оборудования. Долж но быть выполнено требование экранировки для каждого участка ВС, содержащего электри ческие/электронные системы и их жгутов. Основные явления индуктивной связи, испыты ваемой установленными электронными системами, это то, что соединительные провода дей ствуют как приёмные антенны и осуществляется проникновение ЭМП через отверстия (апер туры) аппаратуры.

Полное проектирование системы должно минимизировать восприимчивость системы к высокоинтенсивным ВЧ полям. Расположение системы должно быть ограничено так, чтобы избежать рабочих (управляющих) сигналов низкого уровня на больших расстояниях в плане ре ВС. Одним из методов защиты от HIRF является использование неэлектронной дубли рующей системы (оптической или механической) и использование систем с резервировани ем.

В том аппаратном обеспечении, которое используется в современных ВС, применяются аналоговые и цифровые электрические схемы. Опыт показывает, что аналоговые электриче ские схемы обычно более восприимчивы к непрерывным и амплитудно-модулированным (АМ) HIRF полям, а цифровые схемы более восприимчивы к импульсным (пульсирующим) HIRF полям. Для фильтрации помех в аналоговых сигналах часто используют фильтрующие конденсаторы, а для защиты цифровых сигналов чаще применяют экранировку жгутов про водов.

Типичные методы защиты:

а) уровни полезных сигналов должны быть достаточно высокими, чтобы обеспечить дос таточное отношение сигнал-шум в присутствии HIRF, но не столь высокими, чтобы создать интерференцию в другой аппаратуре;

б) спектральное содержание данного сигнала должно быть минимальным для правиль ного режима работы схемы;

в) уровни полного сопротивления интерфейсов схем должны сохраняться достаточно низкими для минимизации перекрёстных помех между сигналами;

г) электрические схемы симметричного входа должны использоваться, где возможно, чтобы минимизировать интерференцию синфазных сигналов.

Для любой специфической системы или оборудования, установленного на ВС, определе ние соответствия требованиям нормативных документов по оценке влияния HIRF, связано с классификацией условий отказа системы/оборудования. Только системы, выполняющие или помогающие выполнять функции, отказ которых привёл бы к катастрофическим, опас ным/чрезвычайно серьёзным или чрезвычайным последствиям на ВС, обязаны быть предме М.Б. Борисов том доказательства соответствия. Согласно этому установлены уровни испытаний электриче ских и электронных систем с учётом классификации отказа условий системы. В соответствии с требованиями сертификационного уровня [2, 3], связанного с классификацией отказов сис тем, определены уровни:

Уровень А: Электрические и электронные системы, чей отказ станет причиной или бу дет способствовать возникновению катастрофической ситуации для самолета.

Уровень B: Электрические и электронные системы, чей отказ станет причиной или будет способствовать возникновению аварийной/ очень тяжелой ситуации для самолета.

Уровень C: Электрические и электронные системы, чей отказ станет причиной или будет способствовать возникновению существенной ситуации для самолета.

Уровень D: Электрические и электронные системы, чей отказ станет причиной или будет способствовать несущественной ситуации для самолета. Система, однажды утвержденная осведомленным авиационным сертификационным комитетом как принадлежащая к уровню D, далее больше не нуждается в подтверждение соответствия по HIRF.

Уровень E: Электрические и электронные системы, чей отказ не станет причиной или не будет способствовать снижению эксплуатационных характеристик воздушного судна или увеличению нагрузки пилотов. Система, однажды утвержденная осведомленным авиационным сертификационным комитетом как принадлежащая к уровню E, далее больше не нуждается в подтверждение соответствия по HIRF.

Методические особенности определения помехоустойчивости электрических/электронных систем при воздействии HIRF Для определения соответствия систем и оборудования, выполняющих функции уровней А, В и С, необходимо оценить HIRF обстановку, которой оно должно быть подвергнуто.

HIRF обстановка, которая используется для такой оценки, зависит от классификации состоя ния отказа функции, выполняемой оборудованием.

Первый шаг должен определить HIRF обстановку для оборудования и электропроводки, связанную с их размещением на ВС, при этом устанавливается испытательный уровень для испытания системы или оборудования.


При этом используются как общее руководство для процедур и подготовки испытаний методы, изложенные в [4]. Выбранные уровни испытаний должны быть совместимы с теми уровнями, которые получены из испытаний и/или анализа уровня самолёта. Испытательные процедуры в [4] используются как базис для испытания электронных систем и оборудования. Эти испытания применяются для обеспечения уверен ной работы оборудования до испытаний в составе самолёта. В этом документе представлены две испытательные процедуры, разработанные для проверки на восприимчивость оборудова ния к HIRF: испытания на инжекцию объёмного тока (ИОТ) и восприимчивость к излучению (ВИ). Испытания ИОТ охватывают полосу 10 кГц – 400 МГц, а испытания ВИ охватывают полосу 100 МГц – 18 ГГц. В результате испытаний устанавливают категорию оборудования, соответствующую определённому испытательному уровню помех проводимости и излуче ния.

Категории устанавливают уровни внешних воздействий при радиочастотных испытаниях и назначают оборудованию минимальный уровень радиочастотной восприимчивости. Кате гории для оборудования в основном должны выбираться до того, как станет известна внут ренняя окружающая электромагнитная обстановка в месте установки этого оборудования на конкретном типе воздушного судна.

В [4] представлены категории:

- категории с А по L обозначают испытательные уровни, которые связаны с условиями воздействия внешнего поля излучения высокой интенсивности;

Воздействие внешних электромагнитных полей… - категория S обозначает минимальный испытательный уровень, при котором воздейст вия на ВС внешних электромагнитных полей незначительны;

- категория R предназначена для обозначения испытательных уровней для оборудования, соответствующих воздействию полей излучения высокой интенсивности, связанных с “нор мальной” окружающей средой;

- категория T обозначает испытательные уровни при стендовых испытаниях при более низких требованиях к восприимчивости к РЧ помехам;

- категории W и Y - это испытательные уровни при испытаниях, показывающие соот ветствие полям высокой интенсивности;

- категория Z - это испытания с ограничениями или другими видами модуляции.

Методы, изложенные в [4], применяются в основном для испытаний систем и оборудова ния, выполняющих функции, классифицируемые как уровни В и С.

Для определения соответствия систем, классифицируемых как уровень А, должна учиты ваться внешняя жёсткая (серьёзная) HIRF обстановка, при этом в течение облучения ВС эта HIRF обстановка не должна привести к потере функциональности системы. После такого об лучения каждая повреждённая система, которая выполняет эти функции, должна автоматиче ски восстанавливать штатное функционирование.

Проверка соответствия должна показать, что уровни внутренней HIRF обстановки, появ ляющиеся на интерфейсах и корпусах оборудования, не выходят за уровни HIRF систем /оборудования, полученные в стендовых испытаниях по методу [4]. В соответствии с этим обуславливается путь дальнейшей проверки соответствия систем и оборудования в составе ВС в первую очередь для оборудования категории А.

В настоящее время наиболее приемлемым способом определения соответствия сис тем/оборудования в составе самолёта нормативным документам на воздействие HIRF явля ется использование следующих методов:

- испытания методом сканирующих токов низкого уровня (LLSC);

- испытания методом инжекции тока высокого уровня (BCI);

- испытания методом сканирования электромагнитным полем низкой интенсивности (LLSF);

- испытания самолёта в диапазоне частот 100МГц – 18 ГГц методом HIRF.

Главная идея такого подхода заключается в том, что для определения соответствия ис пользуется облучение самолёта электромагнитным полем во всём требуемом частотном диа пазоне, но пониженной мощности по электрической напряжённости поля, так как не всегда технически возможно применение излучения полной мощности, требуемой, например, для жёсткой HIRF обстановки.

При методе LLSC определяется передаточная функция самолёта по формуле (1), связы вающей уровень воздействующего на самолёт внешнего электромагнитного поля с уровнем индуцированного тока в жгутах оборудования. Диапазон частот в этом случае составляет 10кГц – 400 МГц. Для измерения передаточной функции самолёт облучается в четырёх раз личных положениях относительно излучающих антенн электромагнитными полями верти кальной и горизонтальной поляризации, при этом измеряется индуцированный ток в испы тываемых жгутах оборудования. Наихудший случай передаточных функций используется для оценки индуцированного тока и проведения испытаний методом BCI. Предварительно проводится калибровка излучаемого на площадке электромагнитного поля уровня 1 – 10 В/м, а уровень напряжённости поля измеряется антенным датчиком, расположенным в центре ис пытательной площадки. Полученная кривая мощности от излучающей антенны далее ис пользуется для генерации ЭМП при проведении измерений передаточной функции самолёта методом LLSC. Индуцированные токи в жгутах оборудования измеряются датчиками тока, устанавливаемыми на этих жгутах, и осуществляется облучение самолёта откалиброванным М.Б. Борисов полем. В результате проведения такой операции осуществляется измерение передаточной функции по TF формуле (1).

Следующим этапом являются испытания методом инжекции тока высокого уровня (BCI), т.е. испытания на стойкость к воздействию внешнего ЭМП высокой интенсивности HIRF в диапазоне частот от 10кГц до 400 МГц с использованием инжекторов тока, подключенных к жгутам кабелей испытываемого оборудования самолёта. Уровни тока при испытаниях мето дом BCI определяются с помощью наихудшего значения передаточной функции TF, полу ченной при проведении испытаний методом LLSC. Расчёт испытательных уровней тока про водится по формуле I = TF·E, (3) где TF – передаточная функция испытываемого жгута самолёта в мкА/(В/м);

I - амплитуда индуцированного тока в испытываемом жгуте в мкА;

Е – амплитуда внешнего ЭМП в В/м, соответствующая требованиям сертификационного базиса, выбранного, например, для жёсткой электромагнитной среды или для сертифика ционной электромагнитной среды.

В этом случае воспроизводится наихудший случай возможного воздействия внешних ЭМП на самолёт при подаче тока в жгуты оборудования при наихудшем значении переда точной функции. При проведении испытаний методом BCI с использованием инжектора тока бортовые системы должны функционировать. При воздействии помимо инжекторного датчи ка на испытуемый жгут помещается контрольный измерительный пробник тока. Испыта тельный сигнал подаётся в инжектор тока через линейный усилитель мощности от генерато ра с модулятором. При помощи инжектора тока индуцированный ток подаётся последова тельно во все жгуты, выбранные для оценки оборудования. Уровень подаваемого тока опре деляется по формуле (3), соответствует жёсткой, сертификационной или нормальной элек тромагнитной среде и воздействует во всём диапазоне частот 10 кГц – 400 МГц до тех пор, пока не достигнет порога нарушения работоспособности испытуемого оборудования или до максимального уровня индуцированного тока, соответствующего табличным значениям для определённой среды.

Испытания методом сканирования электромагнитным полем низкой интенсивности (LLSF) применяются для оценки уровня электромагнитного поля внутри самолёта при его облучении внешним электромагнитным полем в диапазоне частот от 100 МГц до 18 ГГц. При этом определяется коэффициент экранирования фюзеляжа ВС, показывая насколько корпус ВС ослабляет внешнее электромагнитное поле. Если при проведении испытаний по [2,3] бу дет зафиксировано влияние электромагнитных полей на частотах свыше 12 ГГц, то диапазон частот должен быть расширен до 40 ГГц. Коэффициент экранирования электромагнитного поля определяется как отношение напряжённости внешнего ЭМП, измеренного при калиб ровке и напряжённости ЭМП, измеренного внутри ВС, и вычисляется по формуле (2).

Коэффициент экранирования используется для оценки уровня напряжённости ЭМП внут ри фюзеляжа ВС. Рассчитанные внутри ВС уровни ЭМП сравниваются с квалификационны ми уровнями радиочастотной восприимчивости оборудования по [4] с целью оценки стойко сти оборудования в составе ВС к воздействию внешнего ЭМП. Результаты измерения коэф фициента экранирования должны также использоваться для расчёта излучаемых ЭМП при испытаниях методом HIRF.

До проведения испытаний осуществляется калибровка уровня напряжённости электро магнитного поля с целью определения мощности сигнала во всём диапазоне частот при на пряжённости электрического поля от 1 до 10 В/м. Далее излучение, определённое при ка либровке, направляется на испытуемую зону ВС под разными углами и с двумя видами поля ризации и при этом измеряется уровень электромагнитного поля внутри отсека ВС, чтобы оценить коэффициент экранирования фюзеляжа ВС который рассчитывается по формуле (2).

Воздействие внешних электромагнитных полей… Испытания на стойкость к воздействию внешнего ЭМП высокой интенсивности HIRF в диапазоне частот от 100 МГц до 18 ГГц проводятся при размещении излучающей антенны внутри фюзеляжа ВС, рядом с блоками испытуемого оборудования. Уровень излу чаемого электромагнитного поля внутри ВС рассчитывается по формуле Е внутр = Е/К экр (4), где Е внутр – амплитуда напряжённости ЭМП внутри ВС, В/м;

Е – амплитуда внешнего ЭМП, В/м, соответствующая требованиям сертификационного базиса;

К – коэффициент экранирования фюзеляжа ВС.

При проведении испытаний методом HIRF все бортовые системы должны полностью функционировать, самолёт или вертолёт должны быть в соответствующем эксплуатационном режиме, обеспечивая работу испытуемой системы/оборудования с максимальной восприим чивостью к воздействию внешнего ЭМП. При размещении излучающей антенны внутри ВС мощность излучения выбирается с учётом ослабления уровня напряжённости ЭМП фюзеля жем ВС, т.е. уровень излучаемого электромагнитного поля внутри ВС рассчитывается по формуле (4) путём деления напряжённости электромагнитного поля жёсткой, сертификаци онной или нормальной электромагнитной среды на коэффициент экранирования фюзеляжа.


При проведении испытаний контролируется работоспособность испытуемого оборудования, а при нарушении работоспособности мощность излучения должна быть снижена до восста новления его работоспособности, что позволит определить реальную восприимчивость обо рудования к HIRF.

Таким образом, для оценки восприимчивости бортового оборудования к восприимчиво сти HIRF существуют два дополняющих друг друга метода – это испытания оборудования на воздействие HIRF до установки на ВС и испытания этого оборудования после установки его на борт ВС. Примером использования этих испытательных методов является оценка устой чивости комплексной системы управления (КСУ-А).

Эта комплексная система управления разработки ОАО МНПК «Авионика» установлена на вертолёте «Ансат» Казанского вертолётного завода. КСУ-А представляет собой цифро аналоговую четырежды резервированную, электрогидравлическую, комплексную систему управления для обеспечения ручного управления полётом вертолёта «Ансат» с помощью ры чагов управления и электрогидроприводов с требуемыми характеристиками устойчивости, управляемости и безопасности. Система КСУ-А считается выдержавшей испытания на воз действие HIRF, если при воздействии помех проводимости и помех излучения на корпуса и соединительные провода система КСУ-А обеспечивает работоспособность и выполнение своих “критических” функций: управление рулевыми агрегатами автомата перекоса несуще го винта и управление агрегатом хвостового винта. В связи с тем, что в наших авиационных правилах АП-29 требования по установлению соответствия требованиям воздействия HIRF не предъявлены, определение этого соответствия осуществлялось в соответствии с докумен тами [5], принятыми за рубежом.

Процесс испытаний на воздействие HIRF по существу разбился на два этапа: испытания системы КСУ-А до установки на вертолёт и оценка экранирующих свойств фюзеляжа верто лёта. Это было обусловлено тем, что в квалификационном базисе на систему КСУ-А предъ явлены требования к аппаратуре КСУ-А по радиочастотной восприимчивости (раздел 20 [4]) и по устойчивости к воздействию внешних электромагнитных полей высокой интенсивности (HIRF) в составе вертолёта (дополнение к сертификационному базису).

Для оценки устойчивости КСУ-А к воздействию HIRF была выбрана категория W, X по разделу 20 [4]. В соответствии с этим документом категория W предназначена для обозначе ния испытательных уровней при испытаниях, показывающих соответствие полям высокой М.Б. Борисов интенсивности и максимальное значение тока инжекции в диапазоне частот 10 кГц – МГц составляет 150 мА, а напряжённость электрического поля при оценке восприимчивости к излучаемым помехам составляет 100 В/м в частотном диапазоне 100 МГц – 18 ГГц. Испы тания системы КСУ-А до установки на вертолёт в соответствии с требованиями [4] проводи лись на испытательной базе ФГУП НИИ АО.

При испытаниях системы КСУ-А на восприимчивость к помехам проводимости воздей ствие осуществлялось через инжектор, установленный на соответствующих жгутах, на каж дой фиксированной частоте с постепенным увеличением уровня помех до получения полного отказа системы или заданного тока помех 150 мА. Проведённые испытания показали, что при уровне тока инжекции 150 – 160 мА нарушений критических функций системы КСУ-А не происходит и система соответствует требованиям [4] по категории W.

Для оценки помехоустойчивости системы КСУ-А к полям излучения испытания проводи лись в реверберационной камере РТЕМ-900 путём воздействия электромагнитного поля с на пряжённостью 100 В/м на частотах от 100 МГц до 18 ГГц с амплитудной гармонической мо дуляцией и модуляцией прямоугольными импульсами. Проведённые испытания показали, что при напряжённости поля помех излучения 100 В/м нарушений критических функций сис темы КСУ-А не происходит и система соответствует требованиям [4] по категории W.

Для того чтобы оценить устойчивость системы КСУ-А, установленной на вертолёте, не обходимо было установить HIRF обстановку в месте расположения её при возможном попа дании вертолёта во внешнюю HIRF обстановку. Необходимо было провести эту оценку в ус ловиях жёсткой HIRF обстановки, представленной в табл. 2, что было также обусловлено требованием СБ многоцелевого вертолёта «Ансат». С этой целью было осуществлено облу чение вертолёта электромагнитным полем в диапазоне частот 250 кГц – 18 ГГц при горизон тальной и вертикальной поляризации внешнего поля с напряжённостью в среднем 1 В/м. Це лью такого испытания являлось определение передаточной функции TF и коэффициента К. В результате испытаний были определены коэффициент экранирования по току в жгутах (по существу передаточная функция) в диапазоне 250кГц – 400 МГц и коэффициент экраниро вания по ЭМП в диапазоне 100 МГц – 18 ГГц. Было определено, что в диапазоне частот 10 кГц – 400 МГц расчётная напряженность поля, при которой сис тема КСУ-А в составе вертолёта устойчива к воздействию HIRF по токам инжекции, превы шает пороговое значение напряженности поля по требованиям FAR-29 в части средних зна чений напряженности электрической составляющей ЭМП;

– в диапазоне частот 100 МГц – 18 ГГц расчётная напряженность поля, при которой сис тема КСУ-А сохраняет устойчивость к воздействию HIRF на ее блоки в составе вертолёта, превышает пороговое значение напряженности поля по требованиям FAR-29 в части сред них значений напряженности электрической составляющей ЭМП.

Система КСУ-А в штатном варианте исполнения вместе со штатным оборудованием вер толёта была также подвергнута воздействию внешних электромагнитных полей высокой ин тенсивности в составе вертолёта. При испытаниях воздействия создавались путём облучения вертолёта электромагнитным полем реальных радиоустройств, в том числе РЛС диапазона 0,8 – 18 ГГц, создающих пиковую напряжённость поля от 800 до 2500 В/м в зависимости от диапазона рабочих частот. При электромагнитных испытаниях во время воздействия радио технических и радиолокационных станций сбоев и отказов как визуально по отклонению ор ганов управления вертолёта, так и на аппаратуре контроля БИСК_А не зафиксировано. Было также установлено, что для полной оценки устойчивости системы КСУ-А к воздействию HIRF в составе вертолёта необходимо дополнительно провести испытания с пиковым значе нием напряжённости (табл. 2) электромагнитного поля с учётом коэффициента экранирова ния фюзеляжа в диапазоне частот 400 МГц – 4 ГГц с импульсной модуляцией.

Таким образом, было установлено, что система КСУ-А вертолета «Ансат» устойчива к воздействию внешних высокоинтенсивных электромагнитных полей (HIRF) и соответствует Воздействие внешних электромагнитных полей… требованиям FAR-29 в части средних значений напряженности электрической составляющей ЭМП.

Рассмотренные методические особенности испытаний электронного/электрического обо рудования ВС на воздействие HIRF, изложенные в документах [2,3,4] и использованные в испытаниях на вертолёте «Ансат», позволяют утверждать о их практической применимости.

Подобного рода подход в оценке устойчивости бортового электронного оборудования к воз действию HIRF будет использован при испытаниях самолёта RRJ-95.

Выводы Рассмотренные особенности испытательных методов по определению устойчивости элек тронного/электрического оборудования ВС, к воздействию электромагнитных полей высокой интенсивности (HIRF) выявили необходимость проведения испытаний оборудования до ус тановки на ВС и испытаний этого оборудования в составе ВС при его облучении электромаг нитным полем в диапазоне частот 10 кГц – 18 ГГц. Установлено, что возможно использова ние методов с пониженной напряжённостью электромагнитного поля.

ЛИТЕРАТУРА 1. Швабб А.Й. Электромагнитная совместимость. – М.: Энергоатомиздат, 1995.

2. ЕD-107. Инструкция по сертификации самолёта в части устойчивости оборудования к высокоинтенсивным электромагнитным полям (ВИЭМП), 2001.

3. WG 327. Консультативный циркуляр, Сертификация электрических и электронных систем самолёта для работы в обстановке высокоинтенсивных электромагнитных полей (HIRF), 1998.

4. КТ 160D. Квалификационные требования. Раздел 20.0 Радиочастотная восприимчивость (радиоизлучение и проводимость), 2004.

5. FAR 29. Федеральные авиационные требования США.

INFLUENCE OF EXTERNAL HIGH INTENSITY RADIO FREQUENCY ON EQUIPMENT AIRCRAFT Borisov M.B.

Methodical features of a noise stability of the onboard electric/electronic eguipment are considered at influence of electromagnetic fields of high intensity.

Сведения об авторе Борисов Михаил Борисович, 1939 г. р., окончил МГУ им. М.В.Ломоносова (1964), начальник лаборатории молние- и электростатической защиты ВС АСЦ ГосНИИ ГА, эксперт-аудитор АР МАК в области молниезащиты, автор 16 научных работ, область научных интересов - электромагнитная со вместимость, внешние воздействия (HIRF) и пожарная безопасность.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК [004.4:681.2]:629. О СЕРТИФИКАЦИИ ПРОГРАММНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ СРЕДСТВ ИЗМЕРЕНИЙ И ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ, ПРИМЕНЯЕМЫХ В ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ А.А. БОГОЯВЛЕНСКИЙ, О.Л. ЕРМОЛАЕВА. А.Е. БОКОВ, К.Е. МАТЮХИН Статья представлена доктором технических наук Масленниковой Г.Е.

В статье изложены организационно-методические основы проведения работ по сертификации программ ного обеспечения средств измерений и информационно-измерительных систем, применяемых в ГА с практиче ским приложением.

Ключевые слова: средства измерения, информационно-измерительные системы, гражданская авиация, испытательная лаборатория В настоящее время на предприятиях воздушного транспорта (ВТ) происходит массовое перевооружение технологических процессов ТОиР АТ современными средствами измерений (СИ) и информационно-измерительными системами (ИИС), функционирование которых не возможно без применения встроенного либо автономного программного обеспечения (ПО).

К сожалению, разработчиками ПО для этой цели не всегда учитывается необходимость исключения случаев преднамеренного или непреднамеренного искажения заложенных алго ритмов, а также ряд других присущих ПО специфических факторов. Данное обстоятельство может привести к снижению достоверности результатов измерений, негативно сказаться на качестве ТОиР АТ и обеспечении поддержания заданного уровня безопасности полетов.

С целью выполнения на воздушном транспорте положений Федерального закона от 18.06.08 г. № 102-ФЗ [ 1 ], а также нормативных документов государственной системы обес печения единства измерений (ГСИ): ГОСТ Р 8.596-2002 [ 2 ], ГОСТ Р 8.654-2009 [ 3 ], МИ 2174-91 [ 4 ] и МИ 2955-2005 [ 5 ], на базе отдела метрологии ГосНИИ ГА в 2008 году была создана испытательная лаборатория ПО СИИИС.

Основной задачей деятельности лаборатории является сертификация ПО, используемого для нужд ГА.

Испытательная лаборатория прошла аттестацию в Системе добровольной сертификации (СДС) ПО СИИИС, сформированной на базе Всероссийского НИИ метрологической службы (ВНИИМС).

При этом область испытательной лаборатории ГосНИИ ГА включает в себя программ ное обеспечение (автономное и встроенное), алгоритмы программного обеспечения средств измерений, измерительных и информационно-измерительных систем, применяемых на ВТ и в авиационной промышленности.

Отдельно в область испытаний включено программное обеспечение:

- специальных средств измерений, средств неразрушающего контроля и диагностики, наземных измерительных комплексов, испытательного и технологического оборудования;

- автоматизированных систем контроля технологическими процессами производства, испытаний эксплуатации и ремонта АТ, функционирующих с применением СИИИС или элементов измерительных систем;

- для работ по метрологическому обслуживанию СИИИС (метрологическая аттестация, калибровка, поверка) и межлабораторным сличительным испытаниям;

- для сбора, обработки, хранения, передачи, защиты, обеспечения доступа и использо вания измерительной информации;

- авиационных тренажеров и иных имитационных систем;

- для математического или иного моделирования.

О сертификации программного обеспечения Одной из работ испытательной лаборатории явилась сертификация ПО МОРЕНА, ис пользуемого для расчета метрологических характеристик и построения градуировочных за висимостей бездифракционных рентгеноспектральных анализаторов БАРС-3, при их исполь зовании для измерения концентрации продуктов изнашивания в маслах в процессе диагно стирования авиационных ГТД.

Блок-схема алгоритма функционирования ПО МОРЕНА приведена на рис. 1.

Вход в главное меню Выбор режима работы в главном меню Ввод данных ДА Ошибка ввода НЕТ Расчет среднего арифме тического Аj Расчет среднего квадратического Исключение грубых результатов отклонения j Определение наличия грубых ДА результатов наблюдений n1 и n НЕТ Расчет градуировочной характеристи ки и оценка погрешности измерений Печать Аj;

СКО;

градуиро- Запись в память ПК вочной характеристики Конец Рис. 1. Блок-схема алгоритма функционирования ПО МОРЕНА Разработка ПО МОРЕНА по техническому заданию ГосНИИ ГА была выполнена ООО «Фирма МЕТА» (г. Ростов-на-Дону).

А.А. Богоявленский, О.Л. Ермолаева, А.Е. Боков, К.Е. Матюхин Для проведения работ по сертификации, тестированию и метрологической аттестации ПО МОРЕНА специалистами испытательной лаборатории ГосНИИ ГА разработана Методи ка, в которой отражены следующие вопросы:

-установления жесткости испытаний ПО;

-проверки документации;

-проверки структуры ПО;

-проверки соответствия (идентификация);

-оценки погрешности ПО;

-проверки защиты программного обеспечения.

При разработке Методики были учтены также требования ГОСТ Р ИСО/МЭК 9126- [6 ], ГОСТ Р ИСО/МЭК 12119-2000 [ 7 ] и ГОСТ 28195-89 [ 8 ].

Внешний вид главного окна ПО МОРЕНА на экране компьютера с открытой страницей «ВВОД ДАННЫХ» приведен на рис. Рис. 2. Внешний вид главного окна ПО МОРЕНА на экране компьютера с открытой страницей «ВВОД ДАННЫХ»

В процессе сертификации программы «МОРЕНА» был проведён ряд экспериментальных исследований. За эталонное ПО было принято ПО «МFS-BARS», разработанное ГосНИИ ГА еще в 1994 г., которое широко используется в настоящее время на предприятиях ВТ при проведении метрологического обслуживания анализаторов БАРС-3 и положительно зареко мендовало себя за прошедший период. Однако ПО «МFS-BARS» функционирует в систем ной оболочке MS-DOS, которая морально и физически устарела.

В процессе тестирования ПО МОРЕНА было установлено, что разработчиком не была обеспечена возможность обработки результатов метрологического обслуживания анализато ров БАРС-3 во всём рабочем диапазоне измеряемых концентраций продуктов изнашивания.

Кроме того, разработчиком ПО МОРЕНА не была введена форма протокола метрологи ческого обслуживания для обеспечения удобства оператора, осуществляющего обработку результатов метрологического обслуживания, и сокращения трудоёмкости проводимых ра бот.

О сертификации программного обеспечения Особое внимание было уделено экспертизе Руководства пользователя ПО МОРЕНА.

Апробация Руководства пользователя показала, что названный документ не в полном объёме содержал описание порядка работы со всеми сервисными функциями, заложенными в ПО МОРЕНА, что затрудняло работу с ПО.

Названные несоответствия были выявлены, предъявлены разработчику для доработки ПО и, как установлено при последующих этапах сертификационных испытаний, устранены.

Результаты сертификационных испытаний показали, что структура ПО МОРЕНА и до кументация, его сопровождающая, соответствует требованиям к документации программно го обеспечения средств измерений по ГОСТ Р 8.654-2009 [ 3 ]. Все метрологически контро лируемые функции и параметры ПО охвачены защищённым интерфейсом.

Файлы и библиотеки ПО хранятся в бинарном виде, что делает невозможным несанк ционированное изменение файлов и библиотек ПО без посторонних программных (техниче ских) средств.

Действительная погрешность вычислительных алгоритмов ПО МОРЕНА, обусловленная рядом объективных и субъективных причин, не превышает ±0,01 %, что не выходит за уста новленные Техническим заданием пределы и не вносит значимой дополнительной погреш ности в суммарную погрешность измерений анализаторов БАРС-3.

ПО «МОРЕНА» работает в программной оболочке WINDOWS–ХP.

Внешний вид окна ПО МОРЕНА на экране компьютера с открытой страницей «МЕТРОЛОГИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ» и градуировочной характеристикой анализа тора БАРС-3 (графическая и параметрическая формы) приведен на рис. 3.

Рис. 3. Внешний вид окна ПО МОРЕНА на экране компьютера с открытой страницей «МЕТРОЛОГИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ» и градуировочной характеристикой анализа тора БАРС-3 (графическая и параметрическая формы) Данное обстоятельство позволяет сделать вывод об отсутствии влияния ПО МОРЕНА на результаты метрологического обслуживания БАРС-3, погрешность которого составляет ±15 % (для доверительной вероятности 0,95).

А.А. Богоявленский, О.Л. Ермолаева, А.Е. Боков, К.Е. Матюхин На ПО МОРЕНА выдан Сертификат соответствия от 06.07.2009 № 06.0001.0124. Сер тификация ПО МОРЕНА способствует продлению использования в ГА анализаторов БАРС-3, повышению эффективности их метрологического обслуживания.

В настоящее время ГосНИИ ГА проводится поставка и внедрение ПО МОРЕНА в мет рологических службах предприятий ВТ.

В ближайших планах испытательной лаборатории ПО СИИИС ГосНИИ ГА - проведение работ по сертификации ПО «КЭДА-Идентификация», предназначенного для определения марки сплавов трущихся деталей авиационных ГТД;

ПО, разработанного для автоматизации процессов испытаний после ремонта узлов и агрегатов вертолетов Ми-8 на одном из заводов ГА и лазерного вибродиагностического комплекса ЛАВА.

ЛИТЕРАТУРА 1. Федеральный закон от 18.06.08 г. № 102-ФЗ «Об обеспечении единства измерений».

2. ГОСТ Р 8.596-2002. ГСИ. Метрологическое обеспечение измерительных систем. Общие положения.

3. ГОСТ Р 8.654-2009. ГСИ. Требования к программному обеспечению средств измерений. Основные по ложения.

4. МИ 2174-91. ГСИ. Аттестация алгоритмов и программ обработки данных при измерениях. Основные положения.

5. МИ 2955-2005. ГСИ. Типовая методика аттестации программного обеспечения средств измерений и по рядок ее проведения.

6. ГОСТ Р ИСО/МЭК 9126-93. Информационная технология. Оценка программной продукции. Характери стики качества и руководства по их применению.

7. ГОСТ Р ИСО/МЭК 12119-2000. Информационная технология. Пакеты программ. Требования к качеству и тестирование.

8. ГОСТ 28195-89. Оценка качества программных средств. Общие положения.

9. Magana J.F. IT issues in legal metrology. – Bulletin of Organization international Metrology legal, vol. XLIX, № 2, 2008 (p.p. 28-29) ABOUT CERTIFICATION OF MEASURE MEANS PROGRAM ENSURANCE AND INFORMATION-MEASURING SYSTEMS USING IN СIVIL AVIATION Bogoyavlenskiy A.A., Ermolaeva O.L., Bokov A.E., Matiukhin K.E.

Article covers organization – methodical base for certification works of certification of measure means program ensurance and information – measuring systems using in Сivil Aviation.

Сведения об авторах Богоявленский Анатолий Александрович, 1958 г.р., окончил МИИГА (1981), кандидат техни ческих наук, Главный метролог ГосНИИ ГА – начальник отдела метрологии, старший научный со трудник, автор более 70 научных работ, область научных интересов – исследование законодательных и прикладных проблем метрологического обеспечения производственной деятельности ГА.



Pages:     | 1 | 2 || 4 | 5 |   ...   | 7 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.