Единое окно доступа к образовательным ресурсам

Усталостная долговечность и повреждаемость авиационных конструкций

Голосов: 0

В учебном пособии приведены результаты исследований в области расчетов долговечности авиационных конструкций при циклическом нагружении на основе методов схематизации переменной нагруженности, моделирования накопления повреждений в материале, стабилизации рассеяния свойств материалов путем оптимизации статистических моделей, обоснования вероятностных распределений показателей надежности, обработки цензурированных выборок, возникающих при целевых осмотрах самолетов. Приведены методы моделирования вертикальных перегрузок, возникающих в опасных зонах планера самолета, расчета повреждаемости и эквивалентной наработки в этих зонах, статистического анализа разброса усталостных свойств авиационных материалов по данным испытаний конструктивно-подобных образцов, поддержания жизненного цикла изделий авиационной техники. Учебное пособие предназначено для студентов, обучающихся по направлениям подготовки бакалавров, магистров и специалистов «Авиастроение», «Машиностроение», «Прикладная механика», «Конструкторско-технологическое обеспечение машиностроительных производств», «Испытание летательных аппаратов».

Приведенный ниже текст получен путем автоматического извлечения из оригинального PDF-документа и предназначен для предварительного просмотра.
Изображения (картинки, формулы, графики) отсутствуют.
     102 
факторов.  Коэффициент  корреляции  Пирсона  для  всех  полученных  зависимостей 
находится в пределах 0.930.95. 
 
 
                                        (а)                                                                                       (б) 
Рис.5.4.2. Эмпирическая зависимость изгибающего момента в сечениях 1 (а) и 2 (Z=0,22 
м) (б) центроплана от значений . 
 
 
                                     (а)                                                                             (б) 
Рис. 5.4.3. Эмпирическая зависимость изгибающего момента в сечении 1 ОЧК (а) и 2 
(Z=0,25 м) (б) центроплана от значений . 
 
          (5.4.1) 
       (5.4.2) 
          (5.4.3) 
       (5.4.4) 
 
 tyGn tyGn )(00042.0219.201GnMyЦПx )(00043.0148.12GnMyЦПx )(00033.01903.71GnMyи )(0005.08521.0)(2GnЛИИMyЦПx  

 103 
 
 
Рис. 5.4.4 Эмпирические зависимости изгибающих моментов (тм) в зоне стыка ОЧК с 
центропланом от величины , построенные с уровнем доверия 0,95 
 
Как видно из рисунков, нагруженность в зоне стыка ОЧК с центропланом (значения 
изгибающих  моментов  относительно  продольной  оси  самолета)  определяется  в  условиях 
эксплуатации  на  основании  данных  о  величинах  с  помощью  полученных 
эмпирических  зависимостей.  Зависимости  такого  типа  используются  для  оценки 
долговечности  как  отдельных  зон  стыка  ОЧК  и  центроплана,  так  и  силовой  конструкции 
планера самолета в целом. 
Рассмотрим  реализацию  методики  на  примере.  Будем  считать,  что  долговечность 
силовой  конструкции  самолета  в  целом  определяется  повторяемостью  пиковых  значений 
величин изгибающего момент в сечении № 1 ОЧК (Ми1) с учетом фильтрации. 
Расчет  эквивалентного  налета  проведем  на  основании  анализа  нагруженности 
случайно  выбранного  полета,  продолжительностью  1  час  40  секунд  (1,011  часа), 
маневренного самолета данного типа, совершившего 178 работ и имеющего наработку 230 
летных  (850  эквивалентных)  часов.  Ресурс,  назначенный  данной  зоне  по  результатам 
усталостных испытаний, составляет 2000 летных часов. 
В процессе оценки уровня нагруженности полета рассматривается отфильтрованный 
от  сбоев  участок  записи  силового  фактора ny бортового  регистратора  от  признака  отрыва 
самолета  от  ВПП  до  первого  признака  посадки.  На  рисунке 5.4.5  представлена 
отфильтрованная  от  сбойных  участков  запись  силового  фактора ny бортовым 
регистратором во время полета продолжительностью 1 час 40 секунд. 
Затем  запись  силового  фактора ny бортового  регистратора  должна  быть 
преобразована  в  последовательность  локальных  экстремумов  (максимумов  и  минимумов) 
ny i.  Из  полученной  последовательности  удаляются  пары  соседних  экстремумов, разница 
между значениями которых менее ny =0,5 (рис. 5.4.6). tyGn tyGn  

 104 
 
Рис. 5.4.5. Запись значений вертикальной перегрузки ny бортовым регистратором за полет 
продолжительностью 1 час 40 минут 
 
 
 
Рис. 5.4.6. Последовательность значений вертикальных перегрузок ny за 1 час 40 секунд 
полета, полученная в результате фильтрации 
 
 
Расчет  повреждаемости  вертикальных  перегрузок  в  центре  масс  самолета 
производится  с  помощью  метода  «пиков»,  т.к.  данный  метод  проще  в  реализации  по 
сравнению  с  более  точным  методом  «полных  циклов»,  а, при  большом  количестве 
полетов, дает близкие значения эквивалентной наработки (таблица 5.4.1). 
 
 
 0
1
2
3
4
5
6
Ве ртикальная пе ре грузка (n
y) 0
1
2
3
4
5
6
Ве ртика льна я пе ре грузка  (n
y) 5,01iiyynn  

 105 
Таблица 5.4.1. Эквивалентные наработки 
 
  Борт 1=Борт 2=Борт 3=Борт 4=Борт 5=Борт 6=Борт 7=Борт 8=8 бортов=
полетов=36T=41T=37S=354=15P=208=13N=312=2318=
Налет=360,72=410,00=370,04=349,86=161,24=208,04=132,06=300,55=2292,5N=
Пики=4070=4739=4362=3677=3407=3646=2846=4104=4026=
Кэ=1,938 2,257 2,077 1,751 1,622 1,736 1,355 1,954 1,917 
Экв.налет=699,05=925,18=768,68=612,53=261,57=361,23=178,96=587,35=4394,54=
полн. ц.=4996=5939=5296=4909=4215=4876=3827=5299=5106=
Кэ=1,944 2,311 2,061 1,910 1,640 1,897 1,489 2,062 1,987 
Экв.налет=701,20=947,54=762,52=668,26=264,45=394,73=196,63=619,72=4555,0S=
=
При  расчете  повреждаемости  (меры  расходования  ресурса)  полета  учитываются 
только  выделенные  локальные  максимумы ny со  значениями  большими  или  равными  1. 
Поскольку  в  условиях  типовой  эксплуатации  тензометрирование  критических  зон 
самолета не проводится, то для получения значений Ми1 воспользуемся формулами (5.3.9) 
и  (5.4.2).  Результаты  расчета  значений  изгибающих  моментов  и  положительных 
повреждаемостей  для  значений показателя  степени  уравнения  кривой  усталости m=4,  5,  6 
для рассматриваемого полета приведены в Приложении 5.4.1. 
Полученные  значения  повреждаемостей  от  изгибающего  момента  в  1  сечении  ОЧК, 
представленные  в Приложении 5.4.1,  позволяют  определить  значения  среднечасовых 
повреждаемостей  (для  показателей  степени  уравнения  кривой  усталости m=4,  5,  6), 
приведенных к 1 часу полета: 
;
; . 
 
Для  расчета  эквивалентного  налета  необходимо  сравнить  полученные  значения 
среднечасовых  повреждаемостей  со  значениями  повреждаемостей    («нормированных») 
данной  зоны  от  изгибающего  момента,  принятыми  при  обосновании  ресурса  самолета, 
или  полученных  по  результатам  проведения  летных  прочностных  испытаний 
маневренного  самолета.  Для  рассматриваемого  примера  значения  среднечасовых 
«нормированных» повреждаемостей составили: 
;;. 
Используя  выражение  (5.2.9)  вычисляем  коэффициенты и  величину 
эквивалентного налета : 
;; 
. 
При  расчете  эквивалентного  налета  самолета  учитывается  максимальный  из  3-х 
вышеуказанных коэффициентов: 
. 
С  учетом  приведенного  полета  наработка  данного  самолета  после  выполнения  179-
ой работы составит 231,011 летных часов (851,013 эквивалентных часов). 774410895,4011,1
10950,4
полетT
полетчас 995510606,1011,1
10623,1
полетT
полетчас 10106610462,5011,1
10523,5
полетT
полетчас 7410885,4час норм 9510419,2час норм 11610324,1час норм mЭK эквT 002,110885,4
10895,4
7
7
4
44
час норм
часKЭ
 664,010419,2
10606,1
9
9
5
55
час норм
часKЭ
 413,010324,1
10462,5
11
10
6
66
час норм
часKЭ
 сек 47  час 1 час KполетTэквTMAXЭ)(013,1002,1011,1  

 106 
Таким  образом,  можно  определить  значение  текущей  долговечности  зоны  стыка 
ОЧК  с  центропланом,  а,  следовательно,  и  всей  силовой  конструкции  планера 
маневренного самолета, на основании выражения (5.2.10): 
. 
 
5.5. Определение текущей долговечности в центре тяжести самолета 
 
Для  зон,  в  которых  связь  силовых  факторов  с  регистрируемыми  полетными 
параметрами  трудно  установить  (стабилизатор,  киль  и  т.д.),  расчет  эквивалентной 
наработки  можно  вести  по  повреждаемости  вертикальных  перегрузок,  возникающих  в 
центре масс самолета. 
Проведем  аналогичный  расчет  эквивалентного  налета,  основываясь  на  записанной 
бортовым  регистратором  последовательности  вертикальных  перегрузок ny в  центре  масс 
самолета. 
При  расчете  полетной  повреждаемости  по  вертикальной  перегрузке  учитываются 
только  выделенные локальные  максимумы ny со  значениями  большими  или  равными  1. 
Результаты  расчета  значений  положительных  повреждаемостей  для  значений  показателя 
степени  уравнения  кривой  усталости m=4,  5,  6  для  рассматриваемого  полета  приведены  в 
Приложении 5.4.1. 
Полученные  значения  повреждаемостей,  представленные  в  Приложении 5.4.1, 
позволяют  определить  значения  среднечасовых  повреждаемостей  (для  показателей 
степени уравнения кривой усталости m=4, 5, 6), приведенных к 1 часу полета: 
; ; 
. 
Для  расчета  эквивалентного  налета  необходимо  сравнить  полученные  значения 
среднечасовых  повреждаемостей  со  значениями  повреждаемостей    («нормированных»), 
принятыми  при  обосновании  ресурса  самолета,  или  полученных  по  результатам 
проведения  летных  прочностных  испытаний  маневренного  самолета.  Значения 
среднечасовых «нормированных» повреждаемостей равны: 
; ; . 
Используя  выражение  (5.3.9)  вычисляем  коэффициенты и  величину 
эквивалентного налета : 
; ; 
. 
При  расчете  эквивалентного  налета  самолета  учитывается  максимальный  из  3-х 
вышеуказанных коэффициентов: 
. 
С  учетом  приведенного  полета  наработка  рассчитываемой  произвольной  зоны 
самолета  после  выполнения  179-ой  работы  составит  231,011  летных  часов  (850,805 
эквивалентных часов). 
Таким  образом,  можно  определить  значение  текущей  долговечности  зоны,  связь 
возникающих силовых факторов в которой сложно связать с регистрируемыми полетными 
параметрами, на основании выражения (5.3.10): мин  час  часTt591148)(987.1148)013.1850(2000 124,1712011,1
147,173144
полетT
полетчас 797,5083011,1
283,514055
полетT
полетчас 49,15900011,1
16,1607766
полетT
полетчас 21504час норм 81505час норм 345006час норм mЭK эквT 796,02150
124,1712
4
44час норм
часKЭ
 624,08150
797,5083
5
55час норм
часKЭ
 461,034500
49,15900
6
66час норм
часKЭ
 секминчасKполетTэквTMAXЭ 19  . 48)( 8052,0796,0011,1  

 107 
. 
 
Как видно из расчета, разница между эквивалентной наработкой в зоне стыка ОЧК 
с  центропланом  и  эквивалентной наработкой  в  центре  тяжести  самолета, незначительна, 
так как эти зоны близки по своему расположению. 
Для зон, расположенных в хвостовой или носовой части планера самолета, разница 
между  эквивалентной  наработкой  в  них  и  эквивалентной  наработкой  в  центре  тяжести 
самолета  будет  существенно  большей.  Также  большое  влияние  на  эквивалентную 
наработку в зонах агрегатов, имеющих отклоняемые поверхности, такие как стабилизатор, 
рули  направления,  флапероны  и  др.,  будут  оказывать  значения  углов  их  отклонения.  Это 
сильно  осложняет  процесс  определения  зависимостей  между  возникающими  в  зонах 
внутренними силовыми факторами и значениями регистрируемых параметров полета. Для 
определения  зависимостей  между  возникающими  в  конкретной  зоне  внутренними 
силовыми  факторами  и  значениями  регистрируемых  параметров  полета  требуется  не 
только  проведение  тензометрирования  в  данной  зоне,  но  и  выполнение  самолетом 
большого  числа  полетов.  Это  сопряжено  с  большими  финансовыми  и  временными 
затратами.  В  случае  сложности  или  невозможности  получения  достоверных 
вышеуказанных  зависимостей  для  определенных  зон, эквивалентная  наработка  в  таких 
зонах  может  приближенно  приниматься  равной  эквивалентной  наработки  в  центре 
тяжести самолета. 
 
5.6. Разработка программы расчета эквивалентной наработки отдельной 
ресурсоограничивающей зоны 
 
На  основании приведенного алгоритма  разработана  программа  на  ЭВМ, 
рассчитывающая  эквивалентный  налет  и  текущую  долговечность  отдельной  РЗ  (на 
примере  стыка  ОЧК  с  центропланом).  Замеры динамических  характеристик 
производились бортовым  регистратором  самолета  для  конечного  числа  полетов.  Блок-
схема данной программы представлена на рисунке 5.6.1. 
Исходными  данными  являются  последовательность  значений ny и  соответствующих 
им  значений ,  фиксируемых  бортовым  регистратором    с  частотой  8  раз  в  секунду. 
Эти  последовательности  могут  быть  выделены  из  полной  полетной  информации  с 
помощью  средств  наземной  обработки  (СНО),  входящих  в  состав  средств  объективного 
контроля. 
На  основании  вводимых  последовательностей  вычисляется  продолжительность 
полета.  Введенные  последовательности  обрабатываются, и  найденные  экстремумы ny 
заносятся  в  массив  вместе  с  соответствующими  им  значениями .  Далее  происходит 
фильтрация  полученного  массива,  при  которой  пары  значений ny разница  между 
которыми менее 0,5 удаляются из массива. 
Затем  производится  расчет  положительной  полетной  повреждаемости  для 
показателей  степени  кривой  усталости m=4,5,6  от  тех  значений , для  которых 
значения ny являются  максимумами  не  меньшими  единицы.  Разделив  полетные 
повреждаемости на значение продолжительности полета в часах, получаем среднечасовые 
значения указанных величин. 
Сравнивая  среднечасовые  значения  положительных  повреждаемостей  для 
рассчитываемого  полета  с  их  «нормативными»  значениями  получаем  значения 
коэффициентов эквивалентного налета. 
 минчасчасTt11    1149)(195.1149)8052.0850(2000 tyGn tyGn tyGn  

 108 
 
 
Рис.5.6.1. Блок-схема программы расчета эквивалентного налета самолета 
 
Используя  максимальный  из  полученных  коэффициентов, и  продолжительность 
полета, рассчитываем эквивалентный налет самолета для конкретной зоны. 
Текст  программы  расчета  эквивалентного  налета  для  зоны  стыка  ОЧК  с 
центропланом, написанной в среде Visual Basic, представлен в Приложении 5.6.1. 
В настоящее время эквивалентная наработка учитывается на маневренных самолетах 
с  управляемым  вектором  тяги  двигателей,  находящихся  как в  лидерной,  так  и  в  строевой 
эксплуатации.  Для  определения  значения  эквивалентного  налета  самолета  используется 
значение  эквивалентного  налета  в  центре  масс  самолета,  вычисленное  методом  «пиков». 
Алгоритм  определения  эквивалентного  налета  занесен  в  программное  обеспечение 
средств  наземной  обработки  информации,  поставляемой  вместе  с  самолетом.  После 
окончания  летной  смены  группа  объективного  контроля  обрабатывает  выполненные 
полеты и заносит в формуляр самолета не только календарный, но и эквивалентный налет 
самолета. 
 
5.7. Визуализация и построение базы данных дефектов и повреждений 
 
Полученные  при  анализе  повреждения  и  дефекты  объединяются  в  нормативные 
этапные «Перечни» по  периодам  эксплуатации  по  результатам  проведенных 
исследований.  Синтез  этапных «Перечней» с  собственными  параметрами  контроля  в 
единую  систему  позволяет  получить  нормативную  систему  поддержания  эксплуатации 
самолета  в  согласованных  условиях  применения  на  суммарную  продолжительность 
эксплуатации самолета. 
На  ранних  этапах  эксплуатации  самолетов  количество  осматриваемых  зон  будет 
достаточно  малой  величиной,  но  с  увеличением  налета  их  количество  будет  расти. 
Поэтому  для  того,  чтобы  на  более  поздних  этапах  эксплуатации  самолета  не  возникало 
потребности  в  обязательном  проведении  осмотра  всех  возможных  критических  зон,  что 
сопряжено  с  большой  трудоемкостью,  полученные «Перечни» разделяются  на  обзорно-
превентивный и углубленный.  

 109 
Сначала  из  этапных «Перечней» выделяются  те  критические  зоны,  усталостные 
повреждения  которых  не  требуют  проведения  трудоемких  демонтажных  работ  для 
контроля  их  технического  состояния.  Данная  совокупность  критических  зон  образует 
обзорно-превентивный «Перечень» на некоторый  рассматриваемый период эксплуатации. 
Трудоемкость  большинства  работ  по  контролю  зон,  входящих  в  обзорно-превентивный 
«Перечень» невелика, поэтому их можно проводить достаточно часто. 
Критические  зоны,  не  вошедшие  в  обзорно-превентивный «Перечень», 
формируют «Перечень» зон  для  углубленного  освидетельствования  технического 
состояния. Трудоемкость выполнения контроля зон, входящих в «Перечень» углубленного 
осмотра,  на  порядок  выше  трудоемкости  работ  по  контролю  зон,  входящих  в  обзорно-
превентивный «Перечень».  Для  проведения  контроля  в  зонах  углубленного «Перечня» 
может  понадобиться  проведение  монтажа-демонтажа стоек  шасси,  двигателей, 
стабилизатора,  рулей  направления,  отстыковка  ОЧК  от  центроплана,  и  т.д.  Поэтому 
неоправданное  проведение  таких  работ  является  нецелесообразным.  Также  можно 
заметить, что работы по контролю некоторых зон можно совмещать с проведением таких 
работ, как демонтаж стоек шасси и двигателей. 
Заключение  о  проведения  углубленного  исследования  технического  состояния 
планера  самолета  и  о  полноте  его  объема  делается  на  основании  результатов 
проведенного  обзорно-превентивного  осмотра  (по  соответствующему «Перечню» 
критических зон). 
Такое  заключение  формируется  следующим  образом.  Выбирается  максимальная 
величина  из  наработок  на  момент  обнаружения  дефекта  (T)  для  всех  критических  зон, 
обнаруженных  при  проведении  обзорно-превентивного  осмотра.  В  формируемый 
«Перечень» углубленного  осмотра  заносятся  только  те  критические  зоны,  наработка  на 
момент  обнаружения  дефектов  в  которых  не  более  максимальной  величины  (Т). 
Коэффициент  запаса  учитывает  рассеяние  усталостных  свойств  конструкции,  а  также 
нагруженности  агрегатов  планера  самолета.  При  таком  подходе  дефекты  зон  обзорно-
превентивного  осмотра  являются  индикаторами  второго  рода,  связанными  с  зонами 
углубленного осмотра через наработку. 
Некоторые  дефекты,  встречающиеся  в  зонах  обзорно-превентивного «Перечня» 
являются своего рода индикаторами появления дефектов в зонах, входящих в «Перечень» 
углубленного  осмотра.  В  таком  случае  при  обнаружении  дефекта  в  зоне-индикаторе  в 
формируемый «Перечень» углубленного  осмотра  заносятся  также  те  зоны,  которые 
конструктивно  связаны  с  зонами-индикаторами.  Такие  зоны  обзорно-превентивного 
осмотра являются индикаторами первого рода. 
Данный  подход  дает  возможность  сократить  объем  и  трудоемкость  технического 
обслуживания  самолета  в  случаях  его  малого  налета  или  его  слабого  нагружения  в 
процессе эксплуатации [81]. 
Работы,  проводимые  по  поддержанию  жизненного  цикла  силовой  конструкции 
самолета предусматривают  не  только  контроль  критических  зон  конструкции,  но также 
поиск  эффективных  средств  устранения  обнаруженных  повреждений  (дефектов), 
коррозионных поражений, недопустимых люфтов и износов. 
Итогом  проведенных  работ  является  разработка  технологии  контроля 
технического  состояния  критических  зон  конструкции  самолета  и  их  восстановления  на 
различных этапах эксплуатации самолета. 
Такая система  поддержания  жизненного  цикла  силовой  конструкции  самолета 
создается  при  условии  эксплуатации  парка  самолетов  в  соответствии  с  согласованным  с 
Заказчиком прогнозом условий применения. 
Для  повышения  эффективности  контроля  технического  состояния  самолетов 
необходимо  проведение  постоянного  мониторинга  их  эксплуатационной  нагруженности. 
«Нагрузочный» мониторинг  заключается  в  определении  для  каждого  конкретного 
самолета  величин  условных  повреждаемостей  для  различных  значений  параметра «m»,  а,  

 110 
также величины эквивалентной наработки, как всей  силовой конструкции самолета, так и 
его  отдельных  агрегатов.  Систематическое  проведение «нагрузочного» мониторинга 
позволяет  корректировать  начало  и  периодичность  контроля  любой  критической  зоны 
самолета.  В  итоге  индивидуальные  этапные  обзорно-превентивный  и  углубленный 
«Перечни» критических  зон  конструкции,  предназначенных  для  контроля,  формируются 
на основании результатов «нагрузочного» мониторинга. 
При  учете  эквивалентной  наработки  для  каждого  отдельного  самолета  система 
поддержания  жизненного  цикла  силовой  конструкции  самолета  позволяет  обеспечить 
индивидуальный  подход  к  каждому  конкретному  самолету.  Такой  индивидуальный 
подход  к  эксплуатации  самолетов  может  служить  для  организации  контрольно-
восстановительных  мероприятий  при  переходе  к  эксплуатации  самолетов  по 
техническому состоянию. 
Рассмотренный  алгоритм  эффективен,  а  в  ряде  случаев  может  явиться 
единственно  приемлемым,  например,  когда  решение  о  продолжении  эксплуатации  парка 
принято  поздно,  а  нормативный  перечень работ  не  может  быть  проведен  в  ограниченных 
временных рамках. 
Вместе с тем данный подход позволяет гибко учитывать существующие различия в 
структурах нагружения различных групп самолетов, ограниченных по объему. 
Все  вышеуказанное  было  учтено  при  создании структуры  базы  данных  дефектов  и 
повреждений силовых элементов конструкции самолета. Вся база данных размещена в 4-х 
файлах, являющихся таблицами базы данных. 
Первая  таблица (таблица  зон)  содержит  в  себе  всю  информацию  о  зонах,  в 
которых возможно появление дефектов: 
- номер зоны в базе данных; 
- вид  осмотра, в  который  включена  зона  (обзорно-превентивный  или 
углубленный); 
- название зоны; 
- к  какой  части  планера  относится  зона  (головная  часть  фюзеляжа,  центроплан, 
отъемная часть крыла и т.д.); 
- ссылка на фотографию зоны, содержащуюся в таблице изображений; 
- координаты зоны (Х, Y, Z); 
- типы самолетов, имеющих в своей конструкции данную зону; 
- отношение  зоны  к  верхней  или  нижней  поверхностям  самолета  (необходимо  для 
определения очередности осмотра самолета). 
Вторая  таблица (таблица  дефектов)  содержит  в  себе  всю  информацию  о 
возможных дефектах и повреждениях конструкции: 
- номер дефекта в базе данных; 
- номер зоны, к которой принадлежит дефект; 
- описание дефекта; 
- ссылка на фотографию дефекта, содержащуюся в таблице изображений; 
- наработка до проведения первого осмотра (в летных часах); 
- наработка между проведением осмотров (в летных часах); 
- показатель степени кривой усталости m; 
- тип дефекта (трещина, коррозия, износ, зазор и т.д.); 
- ссылка на документ, содержащий рекомендации по устранению дефекта;  
- способ проведения контроля (визуальный, методы неразрушающего контроля); 
- особенности проведения контрольных работ; 
- максимально  допустимые  размеры  дефекта  (до  момента  остановки  эксплуатации 
самолета); 
- минимально  значимые  размеры  дефекта  (до момента  необходимости  проведения 
доработки).  

 111 
Вся  документация,  содержащая  рекомендации  по  устранению  выявленных 
дефектов,  проведению  необходимых  усилений  конструкции  и  замен,  содержится  в  фалах 
формата MS Word, расположенных вместе с базой данных. 
Третья таблица (таблица  изображений)  содержит  в  себе  всю  визуальную 
информацию о зонах и возможных дефектах в них: 
- номер изображения в базе данных; 
- изображение зоны или дефекта с разрешением 600450. 
Четвертая  таблица  (таблица  связей)  содержит  в  себе  информацию  о связях  между 
дефектами обзорно-превентивного и углубленного осмотров: 
- ссылка на дефект (номер дефекта в базе данных); 
- ссылка на зону (номер зоны в базе данных); 
- ссылка на тип осмотра; 
- ссылки  на  дефекты-индикаторы,  появление  всех  из  которых  необходимо  для 
добавления данного дефекта в осмотр (условие «И»); 
- ссылки  на  дефекты-индикаторы,  появление  одного  из  которых  необходимо  для 
добавления данного дефекта в осмотр (условие «ИЛИ»). 
При  этом  каждая  ссылка  на  дефект-индикатор  также  состоит  из  ссылок  на  номер 
зоны, номер дефекта и тип осмотра. 
Схематически  связь  между  таблицами,  входящими  в  базу  данных  дефектов  и 
повреждений конструкции самолета, представлена на рисунке 5.7.1. 
Для  наполнения  базы  данных  и  создания  интерактивной  программы  контроля  и 
доработок  конструкции  самолета  с  целью  обеспечения  реализации  системы  поддержания 
жизненного цикла силовой конструкции самолета созданы два программных модуля. 
 
 
 
Рис. 5.7.1. Связь между таблицами базы данных дефектов и повреждений 
 
5.8. Функционирование программных модулей, входящих в систему поддержания 
жизненного цикла силовой конструкции самолета 
 
Система  поддержания  жизненного  цикла  силовой  конструкции  самолета  имеет  в 
своем составе три основных программных модуля:  


    
Яндекс цитирования Яндекс.Метрика