Крыло чертежи / Совершенствование методов расчета

Рисунок 9 – Схема системы, разделенная на z = 4 частей, преобразованная к схеме индивидуального резервирования

. При альтернативном подходе первая и наибольшая вероятность отказа всей системы (рис. 9) реализуется, когда откажут 2 элемента в одном блоке, и определится как

Рисунок 10 – Отношение вероятностей отказа исходной системы общего резервирования к вероятности отказа системы разделенной на z частей, рассчитанной по традиционной методике при

n = 16, m = 2 и ( = 1*10-2 1) ( = 1*10-5 и 2) ( =1*10-2

Рисунок 11 – Зависимость от z отношения вероятностей отказа исходной системы к вероятности отказа системы разделенной на z частей и рассчитанной по альтернативной методике при n=16, m=2

?????????E

?????????-

блоками индивидуального резервирования сопряжен с определенными трудностями. Несущественное увеличение надежности, выявляемое при традиционном подходе, не стимулирует разработчиков систем к преодолению этих трудностей.

При альтернативном методе решения той же задачи увеличение надежности с разбиением системы на z частей существенно больше (рис. 11). При z=4 надежность увеличивается в 100, а при z = 6 в 340 ( 400 раз.

Показано, что для системы с общим резервированием при трех параллельно работающих подсистемах эффект еще выше. При традиционном подходе к рас-

чету надежности он составляет при z = 4 увеличение надежности в 12 раз (рис. 12), а при альтернативном подходе (рис. 13) надежность возрастает в 2800 раз и в 9000 раз при z = 5. Это не может не стимулировать разработчиков к преодолению упомянутых выше трудностей связанных с переходом от систем с общим резервированием к системам имеющим z блоков индивидуального резервирования. При традиционном подходе, при построении решения для расчета надежности сложных систем, не учитывается неоднозначность возможных путей (сценариев) развития отказа в системе. Это также приводит к получению ошибочных результатов.

Практика оценки надежности агрегатов и ФСС ГА опирается на результаты испытаний, программы которых в соответствии с ГОСТами определяются планами испытаний. Поверочные расчеты выполняются по статистической информации о наработках и отказах, собранной в эксплуатационных подразделениях. При этом, планы испытаний на надежность не совпадают с программами технического обслуживания и возникает неоднозначность в толковании результатов. В связи с этим, для получения адекватных оценок на стадии проектирования, необходимо планы испытаний согласовывать с задаваемыми эксплуатантам программами технического обслуживания.

Рисунок 12 – Отношение вероятностей отказа исходной системы и системы разделенной на z частей, рассчитанные по традиционной методике при n = 20, m = 3 и

( = 1 * 10-2 Рисунок 13 – Отношение вероятностей отказа исходной системы и системы разделенной на z частей, и рассчитанные по альтернативной методике при n = 20, m = 3 и ( = 1*10-2

В практике технической эксплуатации различают две стратегии: стратегию эксплуатации до выработки ресурса и стратегию эксплуатации по фактическому состоянию. Последняя в свою очередь разделяется на стратегию эксплуатации до предотказного состояния и до безопасного отказа. Каждой стратегии эксплуатации соответствует своя стратегия технического обслуживания. Стратегии эксплуатации до выработки ресурса соответствует стратегия технического обслуживания с контролем наработки. Стратегии эксплуатации до предотказного состояния соответствует стратегия обслуживания с контролем параметров. Стратегии эксплуатации до безопасного отказа соответствует стратегия обслуживания с контролем надежности.

, в эксплуатации соответствует стратегия эксплуатации до безопасного отказа, но только до той поры, пока не выполнялись мероприятия по поддержанию надежности агрегатов.

. Значения указанных оценок приведены в таблице 1

Таблица 1 Значения наработки агрегатов

=182 700 часов, календарный срок наработки на отказ для РП-56-2 составит 91 год, а для агрегата РП-55-2А – 20 лет. Рассматриваемые агрегаты являются гидромеханическими с высоким давлением и с резиновыми уплотнительными манжетами. Естественно, что они не смогут безотказно проработать 90 или даже 20 лет.

, которая для агрегатов недостижима в принципе. Здесь следует иметь ввиду два аспекта действующей стратегии технического обслуживания. Первый состоит в том, что заменяются не только отказавшие агрегаты, но и все неотказавшие наработавшие 12 000 часов, т.е. реально ни 20 лет ни 91 год агрегаты не эксплуатируются.

. Но при этом необходимо помнить, что это оценки не только собственных свойств безотказности агрегатов, но и системы их технического обслуживания, а она сильно зависит от принятой стратегии и режимов технического обслуживания. Если рассматриваемым рулевым приводам увеличить ресурсы, например, до 24 000 часов, то их параметры потоков отказов увеличатся. А если уменьшить до значений менее 12 000 часов, то параметры потоков отказов также уменьшатся.

Параметр потока отказов агрегата в эксплуатации следует представить состоящим из двух частей

- стратегией и режимом обслуживания. В эксплуатации при действующей системе технического обслуживания выделить эти составляющие не представляется возможным.

Для оценки вероятностей пребывания системы в различных состояниях оперативного цикла использования самолета по назначению разработана упрощенная методика использования Марковских моделей.

В четвертом разделе рассмотрены некоторые аспекты риск-анализа авиационной техники. Риск-анализ, как новое направление в области исследования надежности, развивается сравнительно недавно. Под ним понимается анализ произведения вероятности возникновения катастроф на потери, сопровождающие их реализации (А.М. Лепихин, Н.А. Махутов , 2003). Фактически под риск-анализом понимается риск потерь. В работе развивается подход, анализирующий «затраты-прибыль», предложенный в монографии Девида Б.Брауна (1979 г.). Под затратами понимаются средства истраченные на достижение определенного уровня безопасности сложных человеко-машинных систем, а прибыль это нереализовавшиеся потери от аварий и катастроф в функции затрат на безопасность. Кривая «затраты-при-быль», как утверждает Б.Браун, имеет один и тот же характер для всех областей человеческой деятельности (рис. 14)

Отличие состоит в соотношении затрат и прибыли. В соответствии с кривой «затраты-прибыль», на начальном этапе повышения безопасности небольшие затраты обеспечивают получение существенной прибыли. По мере роста затрат на безопасность, эффект неуклонно снижается. Опасность существует всегда и приходит с неожиданной стороны.

Существенен вопрос о том, сколько необходимо и достаточно вкладывать средств в

Рисунок 14 – Кривая затраты-прибыль обеспечение безопасности. Б. Браун полагает, что условие необходимости и достаточности

выполняется если затраты равны прибыли. Считается, что при меньших затратах налогоплательщики теряют из-за недостаточного разрежения потока аварий и катастроф. При больших затратах в обеспечение безопасности общество беднеет поскольку недопроизводит товары и услуги. В настоящее время появились отрасли промышленности, например ядерная энергетика, для которых такое условие необходимости и достаточности представляется сомнительным. Авария на атомной электростанции может уничтожить экономику государства средних размеров, но вложение всего национального дохода государства в безопасность далеко от реальности и бессмысленно.

В работе предпринята попытка построить математическую модель кривой «затраты-прибыль» и наполнить ее содержанием как в части затрат, так и прибыли. на примере частных задач обеспечения безопасности полетов. Для этого рассмотрена статистика 50 катастроф с самолетами и вертолетами на территории Российской Федерации. Установлено, что катастрофы, вызванные отказами функциональных систем, не наблюдались. 97 % катастроф сопряжены с негативными последствиями влияния человеческого фактора. И только 3% катастроф связаны с отказами авиационной техники, по причине КПН. Они определяются отказами двигателей с отягощающими последствиями, к которым относятся нелокализуемый пожар и разрушение двигателя, наносящее самолету повреждения, при которых продолжение полета становится невозможным.

При современном уровне производства надежность двигателей с большей или меньшей тягой одинакова. В этих условиях вероятность отказа двигателя с отягощающими последствиями возрастает с увеличением числа двигателей на самолете. В связи с этим в гражданской авиации наметилась тенденция к увеличению тяги двигателей и к переходу к двухдвигательным самолетам.

Производство двигателя большей тяги существенно дороже, чем меньшей. Так стоимость одного килограмма тяги двигателя примерно пропорциональна степени увеличения каждого килограмма тяги в кубе. Данный факт обеспечивает возможность построения кривой «затраты-прибыль» для оценки безопасности полетов, определяемой безопасностью силовой установки.

В работе рассмотрено влияние стоимости силовой установки самолета на потери от катастроф. Стоимость одного килограмма тяги двигателя принимается пропорциональной степени увеличения его тяги k (k = 2(3) в n раз. Пусть базовый двигатель имеет тягу Р0 и стоимость Ц0. Если на самолете установлено m базовых двигателей, то тяга всей силовой установки выразится как

а стоимость базового варианта силовой установки будет

раз. Если в силовой установке использовать двигатели большей тяги, то при фиксированной тяге силовой установки Р на самолете будет установлено в n раз меньше двигателей. Тогда стоимость силовой установки с уменьшенным числом двигателей будет

двигателей. Тогда вероятность отказа двигателя за 1 час полета

Поскольку увеличение тяги двигателей в n раз позволяет во столько же уменьшить их число в силовой установке, то и вероятность отказа двигателя будет

Тогда стоимость потерь от катастрофы составит

из (19) в виде

и подставив в уравнение (20) окончательно получим

Результаты выполненных расчетов для случаев увеличения стоимости одного кг тяги пропорционально второй и третьей степени увеличения тяги двигателя, представлены на рисунке 15. Таким образом из рисунка следует, что с увеличением затрат, их эффективность по уменьшению потерь от катастроф интенсивно снижается, что хорошо согласуется с предложенной в Б Брауном моделью «затраты-прибыль» применительно к безопасности полетов.

В работе рассмотрена задача анализа соотношения затрат и прибыли для самолета при неизменном числе двигателей m и увеличении их тяги. Поскольку при увеличении тяги двигателей в n раз стоимость каждого килограмма тяги увеличивается в nk раз, а стоимость двигателя увеличивается в nk+1 раз, то стоимость силовой установки в этом случае будет

При этом пропорционально n

Рисунок 15 – Зависимость потерь от

катастроф в функции затрат возрастает общая тяга силовой установки самолета, а с ней возрастает полетная масса, пассажировмести-

мость и потери от реализации катастрофы, т. е.

- потери от катастрофы при базовом варианте силовой установки.

Тогда, потери от катастрофы с учетом ее вероятности будут

Окончательно выражение для расчета потерь определится в виде

Зависимость потерь связанных с катастрофами в функции затрат на увеличение тяги силовой установки приведены на рис. 16. В противоположность рис. 15 здесь потери от катастроф увеличиваются по мере увеличения затрат на силовую

установку. Увеличение потерь, в этом случае, связано с ростом пассажировместимости самолета при неизменной надежности силовой установки. Таким образом, с увеличением тяги двигателей стоимость силовой установки растет значительно быстрее потерь из-за катастроф.

При этом может сложиться ложное впечатление об уменьшении потерь от катастроф. На самом деле, такой характер зависимости потерь от затрат на силовую установку указывает на то, что начиная с некоторой величины затрат, т. е. тяги силовой установки, затраты возрастают настолько интенсивно, что этот путь следует признать тупиковым.

В диссертационной работе выполнено исследование эффективности затрат на повышение надежности систем самолета за счет увеличения точности

Рисунок 16 – Зависимость потерь от катастроф в функции затрат на увеличение тяги

двигателей размерной обработки деталей. Вывод подобен приведенным выше.

В вопросах обеспечения и поддержания надежности и летной годности особое значение имеет понимание основных положений Норм летной годности самолетов. В диссертационной работе положения НЛГС рассмотрены на примере влияния прочности конструкции самолета на его экономическую эффективность.

Так, максимальная взлетная масса самолета Мmax складывается из: массы полезного груза Мп.г. (пассажиры и грузы), массы топлива Мт и массы конструкции самолета Мк. Например, для самолета Ту-204: Мmax = 107,9 т; Мп.г. = 25,2 т; Мт = 32,7 т; Мк = 50 т.

При фиксированных Мт и Мmax, изменение массы полезного груза возможно только за счет массы конструкции или наоборот.

Прочность конструкции самолета и способность противостоять полетным нагрузкам без разрушения, определяется площадью сечения его силовых элементов. При неизменных материалах конструкции, прочность прямо пропорциональна массе конструкции. Прочность определяет риск разрушения, т. е. риск катастроф и однозначно связана с массой полезного груза. Для самолета Ту-204 эта связь определится в виде

Мп.г. = (Мmax – Мт) – Мк = 75,2 – Мк.

, в соответствии с НЛГС, должна быть не более 1*10-9.

= f(Mк) будет иметь экспоненциальный вид.

Тогда, с учетом отмеченных выше условий, для вероятности разрушения конструкции самолета Ту-204 найдено:

По этому выражению рассчитаны значения вероятности разрушения и массы полезного груза приведенные в табл. 2.

Таблица 2 Массы конструкции, полезного груза и вероятности разрушения самолета

Рисунок 17 – Зависимость вероятности разрушения самолета от массы полезного груза Q = е0,6138(16,6 – Mк) Рисунок 18 – Зависимость вероятности

разрушения конструкции от

=f(Mк). Напрашивается вопрос, из каких соображений задано пороговое значение вероятности катастрофической ситуации 1*10-9? Ответ на него может быть получен из п. 2.4 Руководства по сохранению летной годности ИКАО: «…2.4. Для оценки приемлемости конструкции, было признано необходимым, установить обоснованные значения вероятности, которые были определены на следующей основе:

а) опыт эксплуатации свидетельствует о том, что серьезное авиационное происшествие по причине эксплуатационного и конструктивного характера имеет место примерно один раз за миллион часов налета. В 10 % случаев такое происшествие может быть связано с отказными состояниями, возникающими вследствие отказа самолетных систем. Исходя из этого считалось, что для новых конструкций вероятность серьезных авиационных происшествий, вызванных отказами систем, не должна превышать этого показателя. Поэтому требуется, чтобы вероятность возникновения серьезного авиационного происшествия, вызванного всеми такими отказными состояниями, не превышала одного случая на 10 миллионов часов налета, т. е. вероятность должна составлять менее 10-7;

б) для того, чтобы удостовериться в обеспечении этого заданного показателя, необходимо выполнить комплексный количественный анализ надежно-сти работы всех систем самолета. Для

Рисунок 19 – Зависимость вероятности разрушения конструкции в диапазоне ее расчетного значения от массы самолета этого было сделано произвольное допущение о наличии примерно 100 потенциальных отказных состояний, которые будут препятствовать выполне-

нию продолженного безопасного полета и посадки. Заданная вероятность происшествия, составляющая 10-7, равномерно распределится между этими состояниями, что, в конечном итоге, обусловило вероятность каждого отказного состояния не более 1*10-9. Таким образом, верхний предел вероятности отдельного отказного состояния, которое не позволит безопасно продолжить полет и выполнить посадку, установлен на уровне 1*10-9 для каждого часа полета….».

Этот предел естественно установлен и для такого отказного состояния, которое обусловлено недостаточной надежностью и прочностью конструкции планера самолета и любой его системы. Вместе с этим, совершенно очевидно, что в установлении нормативного значения вероятности катастрофической ситуации 1*10-9 содержатся существенные неопределенности.

Так в п. 2.4 а) Руководства, определение частоты серьезного авиационного происшествия менее 1*10-7 содержит две, изменяющихся в эксплуатации, предположительных оценки.В пункте 2.4 б) принято произвольное допущение о 100 потенциальных отказных состояниях, которые приводят к катастрофе. В итоге, получена верхняя граница вероятности катастрофических ситуаций, вызванных отказами авиационной техники равная 1*10-9 на час полета. В целом, эта оценка воспринимается как обобщающая оценка опыта самолетостроения. Очевидно, что точное получение такой оценки из теоретических и экспериментальных материалов не представляется возможным.

Разработчикам самолетов в доказательной документации, подтверждающей соответствие самолета требованиям НЛГС, необходимо подтвердить недопустимость катастрофических отказных состояний с вероятностью не более 1*10-9. Это тоже крайне непростая задача.

В таблицах 3 и 4 приведены оценки отношения массы конструкции самолетов к максимальной взлетной массе. Среднее значение относительной массы конструкции для ближнемагистральных самолетов оказалось равным 0,586, для среднемагистральных 0,542, и для дальнемагистральных 0,472. Это расхождение для различных классов самолетов вполне объяснимо.

Таблица 3 Соотношение масс для ближнее- и дальнемагистральных самолетов

Класс Ближнемагистральные Дальнемагистральные

Ту-134А Як-42 МД-81 В-737 А-320-100 Ил-62М В-707-320В В-767-200ER Ил-96-300 А-340-200 MD-11

Год внедрения 1967 1980 1981 1990 1988 1974 1962 1984 1992 1992 1990

Мmax 47 57 63,5 52,4 66 167 151,5 175,5 216 251 273,3

Мк 29 33,5 35,5 31 38 73,4 67,1 83,8 117 118,6 126,7

Мк/Мmax 0,617 0,588 0,56 0,59 0,576 0,439 0,443 0,477 0,54 0,472 0,463

Таблица 4 Соотношение масс для среднемагистральных самолетов

Класс Среднемагистральные

Ту-154М В-727-200 В-757-200 А-320-200 Ил-86 L-1011 A-330-300

внедрения 1986 1971 1984 1988 1980 1972 1993

Мmax 100 95 108,8 73,5 210 195 208

Мк 55 46,7 58,2 39,8 117,4 108,5 117,7

Мк/Мmax 0,55 0,49 0,535 0,54 0,56 0,556 0,566

Ближнемагистральные самолеты имеют продолжительность беспосадочного полета 1-2 часа, а дальнемагистральные 10 –12 часов. При одном и том же ресурсе 60 000 летных часов, ближнемагистральные самолеты испытывают в 5 раз большее число циклов нагружения, определяемых взлетами и посадками, по сравнению с дальнемагистральными. Разброс относительных масс для самолетов одного класса в пределах 11–12 % представляется крайне существенным и труднообъяснимым.

Из таблицы 3 и рис 19 следует, что для рассматриваемого самолета Ту-204 уменьшение вероятности разрушения со значения 5,78*10-7 до 1*10-9 за 1 час требует увеличения массы конструкции с 40 до 50 т, что на практике приведет к уменьшению массы полезного груза с 35,2 т до 25,2 т. Надежность самолета в области значений вероятности отказа 1*10-9 за 1 час трудно прогнозировать и доказывать, а ее увеличение сопряжено с существенным уменьшением массы полезного груза и коммерческой отдачи, т. е. конкурентоспособности.

Повышение надежности и снижение ущерба от катастроф, в рассматриваемом случае, сопряжено с увеличением стоимости перевозок.

В пятом разделе рассмотрена проблема «старения» функциональных систем самолетов в процессе длительной эксплуатации и влияние старения на надежность систем. В настоящее время основной парк магистральных самолетов России составляют самолеты отечественной постройки, налетавшие от 20 до 45 тысяч летных часов. Самолеты иностранного производства, приобретаемые в собственность, либо эксплуатирующиеся на лизинговой основе, также, в основном далеко не новые.

В последние 10-15 лет в научно-популярной и отраслевой литературе появились публикации сеющие сомнения в надежности стареющего парка самолетов. В связи с этим, в работе выполнены исследования влияния длительности наработки на надежность функциональных систем.

На самолете используется большое число функциональных систем, оказывающих существенное влияние на надежность самолета и безопасность полетов. В таблице 5 приведено распределение доли отказов, вызванных КПН по различным функциональным системам отечественных самолетов, приведших к авиапроисшествиям.

В среднем доля отказов по КПН составляет 75 % от общего числа авиапроисшествий по всем типам самолетов. Следует отметить, что из-за сложности структуры систем, поиск отказов и их устранение сопряжено с существенными потерями времени и экономическим ущербом. Важным является факт того, что 44,3 % от общего числа отказов агрегатов систем проявляются в полете и оказывают влияние на его безопасность.

Функциональные системы самолетов состоят из большого числа агрегатов и комплектующих изделий, которые имеют различные физические основы функционирования и конструктивное исполнение. Так на самолете Ту-154М только до безопасного отказа эксплуатируются 934 агрегата. Естественно, что изучение старения систем на основании рассмотрения деградационных процессов структурных элементов агрегатов и их выходных характеристик является невыполнимой задачей при анализе надежности систем.

Ресурсы агрегатов (до первого ремонта и межремонтный) в определенной степени характеризуют их возможности выполнять свои функции с установленной надежностью. В связи с этим, в работе предложено степень отработки агрегатами своих ресурсов принять за оценку процессов старения функциональных систем. Относительная отработка ресурса i-м агрегатом определится как

- ресурс агрегата межремонтный либо до первого ремонта.

Таблица 5 Перечень систем, отказы которых из-за КПН создают наибольшее число инцидентов (ПАП) (в сумме в среднем – 75 % по каждому типу самолета)

Наименование системы Относительное число ПАП, вызванных отказами систем, % Относительное число в общем числе ПАП, %

Ан-2 Л-410 Як-40 Ан-24 Ту-134 Як-42 Ту-154 Ил-62 Ил-62М Ил-86

Система кондиционирования

Радиоаппаратура связи 5,56

Система электроснабжения 9,11 5,64

Система управления самолета

Гидравлическая система

5,64 4,93 3,95 7,87

10,53 3,18

42,96 54,66 21,05 36,52 12,00 31,70 6,67 11,82 37,71 25,38

Пилотажно-навигационная

6,67 4,30

Фонарь, окна

Воздушные винты

Двигатель 54,00 16,20 7,39 12,50 11,80 28,00 25,43 21,66 40,85 19.30 27,81

Топливная система двигателя

4,30 7,89 4,05

Система зажигания 5,33

Приборы контроля двигателя

Система выхлопа (реверс)

13,97 3,24

Навигационная радиоаппаратура

5,43 6,58 3,93

Суммарное относительное число ПАП 74,00 76,78 76,86 75,31 75,84 72,00 72,8 75,00 75,24 75,43 90,31

Число систем с наибольшим числом отказов, приводящих к ПАП 4 5 5 8 7 4 3 5 5 4

Тогда старение системы, как степень отработки ресурсов ее агрегатами, можно представить в виде средней относительной отработки ресурсов

- число агрегатов в системе.

на зависимостях приведенных на рис. 20, 21 и 22.

Из приведенных рисунков видно, что средние относительные отработки ресурсов агрегатами функциональных систем возрастают с увеличением налета планера самолета, но не превышают значения 0,6 (60 %). Предельное значение средней относительной отработки ресурсов агрегатами систем для различных систем достигается при различном налете планера. Это определяется величиной собственных ресурсов агрегатов систем. Стабилизация средней относительной отработки ресурсов агрегатами систем определяется их заменами при эксплуатации вследствие отработки ресурсов, неисправностей, отказов и по организационным причинам.

Рисунок 21 – Средняя относительная отработка ресурсов агрегатами шасси

Таким образом, стабилизация отработки ресурсов агрегатами на 60 % указывает на то, что системы «не стареют» более чем на 60 %, а следовательно не могут являться причиной уменьшения надежности самолетов с большими налетами часов.

Вместе с этим следует помнить, что в структуре системы одновременно работают агрегаты с различной отработкой ресурсов от малой до близкой к 100 %.

Разработчик самолета, задавая требования по ресурсам агрегатов, вместе с этим задает и процесс «старения» систем. Но в этом процессе не учитываются замены агрегатов вследствие отказов, неисправностей и по организационным причинам. Разработчик учитывает замены агрегатов только вследствие отработки ими ресурсов. Представляет интерес рассмотрение этого процесса и сравнение с реализуемыми в эксплуатации процессами.

В таблице 6 приведены значения назначенных ресурсов агрегатов основной системы электроснабжения переменным током (СПЗСЗБ40) и радиодальномера СД-75 самолета Ту-154М.

Таблица 6 Величина ресурсов агрегатов функциональных систем самолета Ту-154М

Функциональная система Комплектующие изделия Назначенный ресурс, ч

СП3С3Б40 ГТ40ПЧ6 6000

БЗУ-376СБ 27000

БРН-208М7А 27000

БРЧ-62БМ 30000

БТТ-40Б 30000

СД-75 ЗСД-75 20000

ПУР 20000

АМ-001 50000

ИСД-1 50000

На рисунках 23 и 24 приведены зависимости средних относительных отработок ресурсов систем СПЗСЗБ40 и СД-75, заданные Разработчиком самолета.

являются следствием замены агрегата, либо нескольких агрегатов по причине выра ботки ими ресурсов, т.е. в это время их относительная отработка ресурса уменьшается от 1 до 0.

Рисунок 23 – Зависимость средней относительной отработки агрегатов

основной системы электроснабжения переменным

током самолета Ту-154М (по назначенному ресурсу)

Рисунок 24 – Зависимость средней относительной отработки СД-75

самолета Ту-154 М (по назначенному ресурсу)

Из приведенных рисунков следует, что при определенных значениях налета самолета средняя относительная отработка ресурсов всеми агрегатами систем приближается к 1. С точки зрения надежности систем этот случай наиболее неблагоприятен. Если же оценить среднюю относительную отработку ресурсов агрегатами систем по средним значениям за длительный промежуток времени 40-50 тыс. часов налета, то она может быть оценена как 0,6 (60 %), что хорошо согласуется с результатами определенными по эксплуатационным значениям.

Общие результаты и выводы. В результате выполненных исследований впервые получены следующие научно-значимые результаты: 1. Показано, что экспоненциальное распределение вероятности случайной величины не может быть использовано в качестве математической модели надежности агрегатов поскольку оно определяет вероятность отказа за единицу времени работы агрегата как убывающую функцию. Это противоречит как опытным данным, так и представлениям о том, что развитие деградационных процессов с увеличением времени работы увеличивает вероятность отказа.