Методы обоснования ресурса самолёта транспортной категории после модификации основных силовых элементов его конструкции тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.03, кандидат наук Клепцов, Виктор Иванович

• Клепцов, Виктор Иванович
• кандидат наук
• 2015

Оглавление диссертации кандидат наук Клепцов, Виктор Иванович

1.5 Задачи исследования............................................................. 26

2. КОНЕЧНО-ЭЛЕМЕНТНЫЙ АНАЛИЗ ТВЕРДОТЕЛЬНЫХ СБОРОК КАК ОСНОВА РАСЧЕТА ДОЛГОВЕЧНОСТИ ПЕРЕПРОЕКТИРОВАННЫХ МЕСТ КОНСТРУКЦИИ.................................................................... 28

2.1 Подготовка геометрической модели......................................... 28

2.2 Построение конечно-элементных сеток..................................... 31

2.3 Постановка вычислительного эксперимента............................... 35

2.4 Аппаратное обеспечение........................................................ 38

2.5 Поверка расчетов натурным экспериментом................................ 41

2.5.1 Поверка расчетов общего НДС........................................... 41

2.5.2 Поверка расчетов локального НДС и долговечности............... 46

2.6 Выводы к главе 2.................................................................. 48

3. РАСЧЕТНЫЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДИФИЦИРОВАННОЙ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА.................................................... 50

3.1 Постановка вычислительного эксперимента для исследования

динамического отклика конструкции................................................50

3.2 Особенности конечно-элементного моделирования планера самолета для исследования его динамических свойств......................................52

3.3 Численное моделирование гидроупругого взаимодействия конструкции с взволнованной водной поверхностью.......................... 54

3.4 Определение частот и форм колебаний самолета в полете с использованием современного цифрового распределенного измерительного комплекса.......................................................... 56

3.5 Выводы к главе 3.................................................................. 63

4. СОПРОВОЖДЕНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА МОДИФИЦИРОВАННОЙ КОНСТРУКЦИИ.......................................... 64

4.1 Инструментальное обеспечение поэкземплярного учета расхода-остатка ресурса........................................................................... 64

4.2 Основные принципы и алгоритмы использования МСРП для оценки накопления усталостной повреждаемости............................................ 66

4.2.1 Упрощённые модели восстановления эквивалентных нагрузок по эквивалентной перегрузке......................................................... 66

4.2.2 Алгоритмы восстановления переменных нагрузок с помощью функциональных моделей....................................................... 75

4.3 Система мониторинга нагрузок............................................... 85

4.3.1 Схемные решения перспективной СМН.............................. 85

4.3.2 Опытный экземпляр СМН самолёта Бе-200ЧС...................... 93

4.4 Корректировка разделов эксплуатационной документации............. 96

4.5 Комбинирование методов обоснования ресурса............................ 98

4.6 Выводы к главе 4.................................................................... 99

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ........................... 101

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ.................................... 102

ПРИЛОЖЕНИЕ.............................................................................. 109

ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

Авиационные правша - принятый государствами-учредителями свод процедур, правил, норм и стандартов, выполнение которых признаётся государствами-учредителями в качестве обязательного условия обеспечения безопасности полётов и охраны окружающей среды от воздействия авиации. Критические места конструкции — детали, элементы, зоны, локальные места конструкции, долговечность и эксплуатационная живучесть которых определяют уровень безопасности по условиям прочности конструкции в целом.

Модификация — любое главное, второстепенное, акустическое или эмиссионное изменение типовой конструкции образца авиационной техники, касающееся его лётной годности или затрагивающее его характеристики, влияющие на окружающую среду.

Назначенный ресурс - суммарная наработка самолёта, при достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от его состояния. Основные силовые элементы — элементы основной силовой конструкции, которые воспринимают значительную часть (долю) полётных и наземных нагрузок и нагрузок от избыточного давления и чья целостность существенна для сохранения общей целостности конструкции самолёта. Проектный ресурс - длительность эксплуатации в полётах, лётных часах, обоснованная при проектировании и/или сертификации, в течение которой обеспечивается необходимый уровень безопасности конструкции по условиям прочности, а затраты на поддержание лётной годности сохраняются на приемлемом уровне.

Сертификация - установление соответствия авиационной техники и ее производства требованиям действующих авиационных правил.

а, - относительный налёт при многоцелевом применении, А,псп - количество блоков в испытаниях,

а - напряжение,

г - продолжительность типового полета,

£>— усталостное повреждение,

Н- высота полета,

/ - размах крыла,

т - масса,

Т - долговечность,

Упр - приборная скорость полета,

АП - авиационные правила,

АР МАК - авиационный регистр межгосударственного авиационного комитета,

АЦП - аналого-цифровой преобразователь, ГО - горизонтальное оперение,

ГосНИИ ГА - государственный научно-исследовательский институт

гражданской авиации,

ИК - измерительный комплекс,

КПО - конструктивно подобный образец,

КЭ - конечный элемент,

КЧК - концевая часть крыла,

МГТУ ГА - Московский государственный технический университет

гражданской авиации,

МОС - метод определения соответствия,

МСРП - многопараметрический самописец режимов полета,

Мэкв - эквивалентный по повреждаемости изгибающий момент,

НДС - напряженно-деформированное состояние,

НЧИ - наземные частотные испытания,

ОКБ - опытное конструкторское бюро,

ПО - программное обеспечение,

РИ - ресурсные испытания,

РУД - рычаг управления двигателем,

РЭ - руководство по эксплуатации,

СБИ - система бортовых измерений,

СЛАУ - система линейных алгебраических уравнений,

СМН - система мониторинга нагрузок,

ТАНТК - Таганрогский авиационный научно-технический комплекс, ТО - техническое обслуживание, СЦ - сертификационный центр,

ЦАГИ - центральный аэрогидродинамический институт, CAD - компьютерная поддержка проектирования, CAE - компьютерная поддержка расчетов, НРС - суперкомпьютерные вычисления,

Ny3KB - эквивалентная по повреждаемости вертикальная перегрузка, Solid - объемный КЭ,

Teamcenter Engineering - программное обеспечение для управления данными об изделии,

UG NX - программное обеспечение для электронного проектирования изделия.

ВВЕДЕНИЕ. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методы обоснования ресурса самолёта транспортной категории после модификации основных силовых элементов его конструкции»

АКТУАЛЬНОСТЬ ТЕМЫ

Заключение о ресурсе основных силовых элементов конструкции самолёта нового типа получают по результатам лабораторных ресурсных испытаний специально изготовленного планера. Зачастую (и это экономически оправдано) базовая конструкция дает старт целому семейству самолетов. При модифицировании имеющейся (и уже испытанной) конструкции неизбежно возникает вопрос о способе подтверждения лётной годности по условиям прочности при длительной эксплуатации. Вероятно как появление новых критических мест в изменяемой конструкции, так и нового спектра применения самолета, то есть иных условий нагружения неизменяемых мест конструкции.

Первый и максимально надёжный способ подтверждения лётной годности - путём постройки и полномасштабных ресурсных испытаний дополнительного планера модифицированной конструкции (после испытаний этот планер утилизируется). Второй способ предполагает локальные натурные испытания для изменяемых мест, для неизменяемых -установление эквивалентов по повреждаемости между различными типовыми полетами. Второй способ является более предпочтительным в силу меньших временных и материальных затрат, но его надежность должна быть доказана.

Как правило, большинство критических мест при нагружепии планера находится в объёмном (трёхмерном) напряжённо-деформированном состоянии (НДС). Можно изготовить модифицированные фрагменты "в металле", но достоверно воспроизвести их НДС таким, каким оно является в составе конструкции, силами испытательной лаборатории крайне сложно. С другой стороны, развитие вычислительной техники позволило проводить прямое численное моделирование сложнейших мультифизичных процессов, таких как: гидро- и аэроупругое взаимодействие окружающей среды и авиационной конструкции, пластическая деформация материала, зарождение

и развитие трещин - в приложении к инженерным задачам, однако, прогнозирование точности конечного решения крайне затруднительно. Необходимо и возможно отыскание компромисса между двумя полюсами: натурным и вычислительным экспериментом.

Какой бы способ подтверждения лётной годности ни реализовывался - испытания полноразмерного планера или фрагментов, для нового типа или модификации, в основе этой деятельности находится ожидаемый спектр применения самолета, то есть набор типовых полетов и доля их осуществления в общем количестве полетов. Впоследствии фактические условия эксплуатации могут отличаться от расчётных, как в целом по парку, так и поэкземплярно. Отслеживание фактических условий эксплуатации является обязанностью разработчика самолёта и необходимым условием для поэтапного изменения назначенного ресурса.

Актуальность настоящей диссертационной работы определяется отсутствием в отечественной практике примеров реализации стратегии эксплуатации планера транспортного самолёта по состоянию, способной управлять программой технического обслуживания конкретного экземпляра для снижения стоимости эксплуатации. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Разработка методов обоснования назначенного ресурса на основе натурных испытаний исходной конструкции, комплекса расчётно-экспериментальных работ, лётных испытаний и данных эксплуатации самолета-модификации, не требующих постройки и ресурсных испытаний полноразмерного модифицированного планера. ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

Разработка методики расчёта конечно-элементных моделей модифицированных агрегатов конструкции путём структурного анализа твёрдотельных сборок высокой детализации с применением высокопроизводительных (суперкомпыотерных) вычислений.

Разработка методики численного моделирования гидроупругого взаимодействия конструкции лодки самолёта-амфибии с взволнованной водной поверхностью в связанной постановке для оценки накопленной усталостной повреждаемости днища.

Разработка математического аппарата идентификации упругих колебаний планера, определения частот, фаз и узлов этих колебаний на основе спектрального анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.

Разработка методов поэкземплярного отслеживания расхода-остатка назначенного ресурса планера с использованием критериев, более тесно связанных с накапливаемой повреждаемостью, нежели традиционно применяемая наработка в лётных часах и количестве полетов.

Объект исследования. Модифицированная конструкция планера самолёта транспортной категории.

Предмет исследования. Процедуры обоснования назначенного ресурса планера самолёта модифицированной конструкции.

Методы исследования. Математическая статистика - метод наименьших квадратов. Цифровая обработка сигналов - фильтрация во временной области методом скользящего среднего, частотная цифровая рекурсивная фильтрация на основе прямого и обратного преобразования Фурье, спектральный анализ, корреляционный анализ. Прочностной расчёт -метод конечных элементов. Анализ выносливости - схематизация процесса нагружения методом пиков, методом полных циклов. Определение назначенного ресурса - метод безопасного ресурса.

Достоверность и обоснованность полученных результатов подтверждается использованием апробированных методов расчета напряженно-деформированного состояния конструкций, решением специально поставленных тестовых задач, а также сопоставлением результатов расчёта с данными натурного эксперимента.

АВТОР ВЫНОСИТ НА ЗАЩИТУ

Методы обоснования ресурса модифицированной конструкции планера самолёта, не требующие постройки и испытаний полноразмерного модифицированного планера.

Метод идентификации частот и форм колебаний самолета в полёте под воздействием атмосферной турбулентности на основе анализа отклика конструкции на широкополосное возмущение в режиме реального времени для диагностики случайных повреждений основных силовых элементов конструкции.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА

Впервые предложен подход к реализации стратегии эксплуатации планера по состоянию посредством создания, одновременно со сдачей экземпляра самолёта в эксплуатацию, электронного «дублёра» данного экземпляра с отражением в нём как производственных отклонений от конструкторской документации, так и переменной нагруженности в эксплуатации.

ПРАКТИЧЕСКАЯ ЗНАЧИМОСТЬ

Обоснованы состав и характеристики, укомплектован и запущен в эксплуатацию расчётный кластер отдела прочности ТАНТК для структурного анализа твёрдотельных сборок конечно-элементных моделей деталей точного цифрового макета изделия в режиме параллельных вычислений.

Проведены лётные испытания но определению запасов аэроупругой устойчивости самолета-модификации с использованием метода идентификации колебаний планера в полёте на основе спектрального и корреляционного анализа показаний датчиков перегрузок.

Разработан и согласован с авиационными властями раздел руководства но эксплуатации многоцелевого самолёта-амфибии Бе-200ЧС, позволяющий определять расход-остаток назначенного ресурса в зависимости от спектра применения.

Определена конфигурация и опробованы элементы бортовой системы измерений, способной обеспечить сопровождение эксплуатации в части мониторинга расхода-остатка ресурса, в качестве штатной необслуживаемой бортовой системы с произвольным территориальным размещением удалённого наземного рабочего места оператора (доступ к данным осуществляется через сеть Internet).

РЕАЛИЗАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ РАБОТЫ

Разработанные методики и алгоритмы внедрены в практику ПАО «Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г. М. Бериева» и реализованы в программно-математическом обеспечении автоматизированных рабочих мест обработки данных лётных испытаний, обработки бортовых регистраторов параметров полёта серийных самолетов, в эксплуатационной документации самолётов Бе-200ЧС.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ

Результаты диссертационной работы доложены, обсуждены и одобрены на Второй научно-практической конференции молодых учёных и специалистов «Исследования и перспективные разработки в авиационной промышленности» (г. Москва, 2004г.), V научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2004» (г. Геленджик, 2004г.), 5-й международной конференции «Авиация и космонавтика - 2006» (г. Москва, 2006г.), IX международной научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2012» (г. Геленджик, 2012 г.), 29th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences (г. Санкт-Петербург, 2014 г.), International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics (г. Санкт-Петербург, 2015 г.).

ПУБЛИКАЦИИ

По теме диссертации опубликовано 9 печатных работ, в том числе 4 статьи в периодических и научно-технических изданиях, рекомендованных ВАК РФ.

ОБЪЁМ И СТРУКТУРА РАБОТЫ

Диссертация состоит из введения, четырёх глав, основных результатов, выводов по работе, списка использованных источников из 57 наименований. Работа содержит 111 страниц машинописного текста, 34 рисунка, 10 таблиц.

1 ПРОЦЕДУРЫ ОБОСНОВАНИЯ РЕСУРСА

МОДИФИЦИРОВАННОЙ КОНСТРУКЦИИ

1.1 Роль и место обеспечения усталостной прочности конструкции в цикле сертификации модифицированного самолета

Требования к прочности самолета транспортной категории изложены в Авиационных правилах (АП), часть 25, раздел С [1]. Усталостной прочности посвящен пункт 25.571, методы определения соответствия (МОС) введены в действие директивным письмом Авиационного Регистра Межгосударственного Авиационного комитета (АР МАК) № 5-96 от 30 декабря 1996 года. Констатация факта соответствия конструкции требованиям норм оформляется в виде Заключений, утвержденных Разработчиком самолета и согласованных Сертификационными Центрами (СЦ). Полномочия согласования Заключений АР МАК делегировал Авиационному СЦ (АСЦ) и СЦ «Научный центр поддержания летной годности воздушных судов» (НЦ ПЛГ ВС, оба - ГосНИИ ГА) и СЦ «Прочность» на базе ЦАГИ.

МОС к АП 25.571 [2] содержит рекомендуемые подходы, процедуры, методы и т. п., с помощью которых может быть показано выполнение нормативных требований. Среди них - соответствующие расчёты, исследование фактических условий эксплуатации, лётпо-прочностные и лабораторные испытания натурных конструкций, их агрегатов и конструктивных элементов. Вместе с тем, разработчик самолета, применительно к каждому проекту, волен самостоятельно компоновать и защищать доступный ему набор действий и доказательных документов, сообразуясь с актуальными для данного проекта глубиной модификации, количеством внедренных новых конструктивно-технологических решений, проектными ресурсными показателями, собственным и отраслевым опытом эксплуатации самолётов-аналогов.

Первыми гражданскими самолетами ОКБ им. Г. М. Бериева, на которые были выданы Сертификаты типа, были самолеты-амфибии Бе-200ЧС и Бе-103. Огромное значение для понимания специалистами ОКБ (и автором, в том числе) сути процессов сертификации по условиям прочности при длительной эксплуатации имело общение с экспертами-аудиторами: А. В. Алакозом, В. С. Дубинским, Г. И. Нестеренко, А. В. Панковым, В. И. Цымбалюком, В. П. Филипповым.

Расчётные методы для определения усталостной долговечности деталей авиационных конструкций сформированы, в основном, во второй половине прошлого века. Над их созданием трудились известные российские ученые А. 3. Воробьев, Б. И. Олькин [3], [4], В. Б. Лоим [5], В. Л. Райхер [6], [7], Ю. А. Свирский [8], В. Н. Стебенёв [9], и многие другие. Глубокая систематизация существующих расчетных методов, применяемых в настоящее время в отечественных авиационных ОКБ и зарубежных самолётостроительных фирмах, выполнена В. Е. Стрижиусом [10], [11], [12].

Стендовые испытания авиационных конструкций проходят в аттестованных АР МАК испытательных лабораториях. Современный уровень исполнения испытательного оборудования, средств диагностики, способов ремонта объектов испытаний отражён в работах В. К. Белова [13], Е. Н. Куликова [14], А. Н. Серьёзнова, Л. Н. Степановой [15], К. С. Щербаня [16].

Вопросам обеспечения безопасности эксплуатации авиационных конструкций и поддержания лётной годности по условиям прочности посвящены работы С. В. Бутушина, М. С. Громова, В. С. Шапкина, [17], [18] и других специалистов.

Предложенная и одобренная концепция сертификационных работ тезисно излагается в соответствующем плане, в котором указываются необходимые доказательные документы. Традиционно, оформлению заключений предшествует обоснование устанавливаемых ресурсных показателей.

1.2 Предлагаемая последовательность действий для обоснования

ресурса перепроектированной конструкции

Современный уровень развития вычислительной техники открывает широкие возможности для численного моделирования процессов статического и динамического нагружения авиационных конструкций. Предприятиям — разработчикам авиационной техники стали доступны суперкомпыотерные вычисления, либо на собственных кластерах, либо путём аренды машинного времени у держателей суперкомпьютеров -федеральных университетов. В этой связи целесообразна оценка пригодности полномасштабной твердотельной модели для создания граничных условий на подходе к перепроектированным местам, там, где влияние модификации еще не сказывается. Положительный результат позволит отказаться от строительства планера ресурсных испытаний, заменить его расчётной моделью. Помня о том, что в уравнении кривой выносливости алюминиевых сплавов присутствуют напряжения в четвёртой степени, можно считать ориентиром погрешность определения напряжений 5%, (что означает погрешность определения долговечности 20%).

Следуя цели строительства серийного строительства модифицированного самолёта без дополнительного планера для испытаний, придётся реализовать этап проверки точности моделирования на серийном экземпляре. Ввиду того, что измерение деформаций (которые напрямую иересчитываются в напряжения) требует установки тензодатчиков с нарушением защитного покрытия деталей, в качестве критерия сходимости могут быть выбраны перемещения контрольных точек конструкции под нагрузкой. Задача определения перемещений может быть решена размещением на наружной поверхности самолёта отражателей современных бесконтактных систем измерения перемещений, таких как фотометрическая измерительная система V-STARS/M8 или лазерный трекер API Tracker 3. Система V-STARS/M8 функционирует на основе анализа данных, поступающих от нескольких фотокамер INCA3. Программное обеспечение

обрабатывает информацию с фотокамер и выдаёт пространственное положение облака точек до и после нагружения. Заявленная разработчиком точность измерений - 10 микрометров. Трекер позволяет отслеживать изменения пространственного положения специальных уголковых отражателей лазерного луча. Генерируемый прибором лазерный луч, попадая в центр уголкового отражателя, возвращается обратно в объектив прибора, затем попадает на приёмный датчик дальномера. По известным двум углам и расстоянию API Tracker 3 вычисляет текущие пространственные координаты отражателя. Абсолютная погрешность трёхмерных измерений на базе 5 метров составляет 25 микрометров. Замена оценки сходимости напряжений на оценку сходимости перемещений адекватна, как минимум, для тех расчётных пакетов (например, ANSYS и NX Nastran), в которых реализован метод конечных элементов в варианте перемещений [19], [20]. В них расчётная область представляется набором конечных элементов, в узлах которых определяется поле перемещений под нагрузкой. После нахождения узловых перемещений вычисляются деформации и напряжения в конечных элементах модели по классическим соотношениям теории упругости. Убедиться в справедливости критерия сходимости перемещений можно на планере ресурсных испытаний исходной конструкции, где есть, в том числе, и тензодатчики.

Локальное напряжённо-деформированное состояние (НДС) и долговечность также могут быть определены расчётным путем, но влияние на долговечность таких факторов, как посадка болта, момент затяжки гайки, тип и способ постановки заклёпки, технология разделки отверстий, высотная и окружная неравномерность распределения напряжений по детали, трение между сопрягаемыми деталями, можно оценить расчётным путем лишь с недопустимо большой погрешностью. Поэтому, к расчётам модифицированных мест должны быть применены уточняющие коэффициенты, нивелирующие разницу между результатами расчётов и испытаний конструктивно подобных образцов (КПО), содержащих типовые,

для данного самолёта, соединения, выполненные тем же производством, которое построило (модифицировало) самолёт. Образцы позволяют провести испытания на долговечность форсированными темпами, быстрее, чем испытания планера исходной конструкции, и получить экспериментальные данные по скорости роста трещины и остаточной прочности.

В работе [21] приведены условия ненаступления критического, по условиям выносливости, состояния конструкции многоцелевого самолёта с произвольным соотношением количества типовых полетов за период эксплуатации. Полученные соотношения справедливы и для неизменяемых мест модифицированного самолета по отношению к испытанной исходной конструкции. Количественной мерой перехода может быть эквивалент по

повреждаемости только по нагрузкам. В уравнении кривой усталости:

?

где: <тЖ11, - эквивалентное отнулевое напряжение за блок для ьго критического места; т,с - параметры кривой усталости; АГ - долговечность ¡-го критического места при

регулярном нагружении циклом с напряжением сгжв, ,

допустима замена напряжения на отношение нагрузки (традиционно, это изгибающий момент) и коэффициента перехода к напряжению (при эксплуатационном уровне нагрузки и менее коэффициент перехода является константой).

Тогда эквивалент можно записать как:

1У1 т.' тп

1

где: М шг_,«>, - эквивалентный изгибающий момент в контрольном сечении планера за типовой полёт модифицированного

самолета;

М гаг_ит - эквивалентный изгибающий момент в контрольном

сечении планера за блок нагружения при ресурсных испытаниях исходной конструкции.

Долговечность неизменяемых мест модифицированной конструкции, согласно [22], составит величину:

Т = Э-Т

1 мм) ^ А на

где: Тиа - долговечность исходной конструкции.

Переход к ресурсу потребует предварительного определения суммарного коэффициента надёжности, поскольку, строго говоря, коэффициенты надежности исходной и модифицированной конструкции разные. Суммарный коэффициент надёжности ц призван учесть разбросы характеристик выносливости материалов, фактических условий эксплуатации различных экземпляров, отличия программного нагружения при РИ и типового спектра применения и так далее. Назначенный ресурс Я для каждого критического места находят как:

Я=Т/ц.

Использование многопараметрического самописца режимов полёта (МСРП) для определения эквивалентного изгибающего момента за один полет в эксплуатации практикуется уже многими отечественными и зарубежными разработчиками самолётов транспортной категории [23], [24], [25], [26]. Эксплуатирующие организации обязаны выполнять обработку, анализ и архивирование полётной информации [27] в целях поддержания должного уровня безопасности полётов в части контроля технологии работы экипажей, исправности авиационной техники и т. д. Извлечение информации о повторяемости нагрузок происходит одновременно с основной обработкой. При относительной простоте данного способа контроля расхода - остатка ресурса, ему присущи следующие недостатки:

■ для перехода к нагрузкам типового спектра эксплуатации требуется какая-либо модель, поскольку МСРП напрямую нагрузки не записывает;

■ способность восстановления только «истории нагружения» без диагностики текущего усталостного состояния объекта.

Специализированные системы мониторинга (за рубежом используют устойчивое словосочетание Structural Health Monitoring Systems) более информативны, чем МСРП, уже потому, что имеют в своём составе датчики регистрации непосредственно нагрузок, либо датчики накопления повреждений [28], [29]. Отладку аппаратной и программной части вновь создаваемой системы мониторинга нагрузок целесообразно выполнять на опытном самолёте. Для этой цели вполне пригоден опытный самолёт исходной конструкции.

Преимущества и недостатки предполагаемого подхода [30] показаны в таблице 1, функции компонентов - в таблице 2.

Таблица 1 - Преимущества и недостатки предлагаемого подхода к

обоснованию ресурса модифицированной конструкции

Наименован ие технического решения Преимущества Недостатки Достижение экономического эффекта

Твёрдотельная конечно-элементная сборка Не нужен дополнительный планер. Оперативное отслеживание производственных отклонений Трудоёмкое построение. Приобретение/аренда суперкомпыотерных ресурсов. Проектирование, изготовление и испытания КПО. Разница в себестоимости планера и КПО. Использование деталей с отклонениями от чертежа.

Система мониторинга Эквиваленты. Диагностика наличия повреждений. Проектирование, изготовление, сертификация, монтаж. Полное использование каждого экземпляра. Сокращение объёмов периодического ТО.

Таблица 2 - Функции компонентов предлагаемого подхода к обоснованию ресурса модифицированной конструкции__

Наименование компонента Изменяемые места конструкции Неизменяемые места конструкции

Общее НДС Локальное НДС и долговечность Скорость роста трещины

Планер РИ исходной конструкции КЭ-модель базовой конструкции (напряжения, перемещения) КЭ-модель разрушенных мест базовой конструкции (напряжения) Накопленная повреждаемость по нагрузкам

Исходный опытный самолёт Отладка системы мониторинга нагрузок

КПО измененной конструкции КЭ-модель образца (сопоставление расчёта и результата испытаний)

Серийный лодифицироваиный самолёт на этапе строительства КЭ-модель изменённой конструкции (перемещения'

Серийный модифицированный самолёт на этапе эксплуатации КЭ-модель изменённой конструкции (напряжения под нагрузками всех точек блока нагружения) Эквивалент по нагрузкам (1)

Выходные параметры Проектный ресурс (2) Начало и периодичность контроля <2)

(1) — действителен для изменяемых (эксплуатация - расчёт) и неизменяемых (эксплуатация - ресурсные испытания исходного планера) мест конструкции;

(2) - подлежат уточнению после получения эквивалента по нагрузкам.

1.3 Перспективные методы поэкземплярного учета расхода — остатка ресурса в эксплуатации 1.3.1 Виртуальные ресурсные испытания

Применяемые на сегодняшний день способы учета переменной нагруженности в эксплуатации позволяют, во-первых, обоснованно понизить соответствующий коэффициент надежности [31], во-вторых, определить и использовать поэкземплярный эквивалент между проведенными натурными ресурсными испытаниями и эксплуатацией. Однако, область применения данного подхода ограничена теми основными силовыми элементами и теми

этапами типового полёта, которые представлены в программе наземных ресурсных испытаний. Например, можно воспроизвести нагрузки функционирования, манёвренные и «болтаночные» нагрузки, даже создать фазовые сдвиги между компонентами нагрузок (изгибом и кручением), близкие к реальным. Степень подробности воссоздания полей давлений на поверхности самолёта определяется только количеством каналов нагружения.

Известны примеры моделирования динамического напряжённого состояния конструкции при случайном нагружении [32], воспроизведения в лабораторных условиях вибрационных нагрузок на агрегаты самолёта, записанных в лётном эксперименте [33]. Эти нагрузки высокочастотные, но процесс нагружения стационарный, при применении соответствующего оборудования (вибростендов различного типоразмера) агрегат может быть испытан.

В отличие от воздушных или вибрационных нагрузок, нагрузки на водоизмещающую часть самолёта-амфибии при контакте с водой носят быстроизменяющийся, ударный характер и не могут быть воспроизведены в условиях испытательной лаборатории. Имеющиеся в распоряжении испытателей средства приложения давления к поверхности днища технически не в состоянии реализовать форму и длительность воздействия, законы распределения по длине лодки. В зарубежной практике применяется численное моделирование взаимодействия конструкции с водной поверхностью [34], [35], [36]. Упомянутые примеры относятся к демонстрации соответствия требованиям сертификационного базиса по прочности при аварийной посадке на воду. Случаев, когда данная информация была бы источником данных о переменной нагруженности, о повторяемости напряжений водоизмещающей части днища в эксплуатации, для оценки ресурса, в открытой печати нет. Вместе с тем, вариации состояния водной поверхности (высота, длина, профиль, интерференция волн) куда более многочисленные, нежели характеристики турбулентности

атмосферы. Для пожарного самолёта-амфибии движение по воде является типовым режимом эксплуатации. В этой ситуации уместно направить усилия разработчика самолёта не на систематизацию внешнего нагружения (к которому, в отличие от полета в турбулентности, стоит отнести ещё и приёмы пилотирования на воде), а на поэкземплярное накопление «истории нагружения» элементами расчётной модели, которая повторяла бы фактически выполненные в эксплуатации режимы. Зарегистрированные системой мониторинга нагрузок перегрузки, угловые ускорения, изгибающие моменты служили бы критериями оптимизации, а высота, длина, профиль волнения - входными параметрами оптимизации. После подбора поверхности воды и такой траектории движения по ней упрощённой модели, можно будет выполнить расчёт местной прочности, накопленной повреждаемости на подробной модели. Накопление результатов должно происходить поэкземплярно, количество расчётных моделей равно, при таком подходе, количеству экземпляров самолётов в эксплуатации. Для оценки расхода и остатка ресурса накопленная повреждаемость будет соотноситься не с накопленной повреждаемостью в испытаниях, а с характеристиками выносливости конструкционных материалов с учетом геометрических и силовых концентраторов напряжений. Аналогичное, по сути, моделирование нагружения реальной конструкции самолёта при рулении, в зависимости от эксплуатационных факторов (скорости руления, ровности рулёжных дорожек, давления в пневматиках, направления и скорости ветра) уже выполняется в МГТУ ГА [37].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Клепцов, Виктор Иванович, 2015 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ источников

1. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. 1994. - 332 с.

2. Методы определения соответствия к Авиационным Правилам АП-25.571. Обеспечение безопасности конструкции по условиям прочности при длительной эксплуатации, МАК, Авиационный Регистр. - М.: Авиаиздат, 2009. - 28 с.

3. Воробьев А. 3., Стебенев В. Н. Выносливость соединений, работающих на срез//Труды ЦАГИ. Вып. 1. 1974. С. 3-10.

4. Воробьев А. 3., Олькин Б. И., Стебенев В. Н. и др. Сопротивление усталости элементов конструкций. М.:Машиностроение, 1990. - 240 с.

5. Лоим В. Б. Выносливость обшивки герметического фюзеляжа в зоне подкрепленного выреза//Труды ЦАГИ. 1971. Вып. 1318. С. 2-43.

6. Райхер В.Л. Усталостная повреждаемость: учеб. пособие. - М.: МАТИ, 2006. - 239 с.

7. Райхер В. Л., Селихов А. Ф., Хлебникова И. Г. Учет множественности критических мест конструкции при оценке долговечности и ресурса//Ученые записки ЦАГИ. Т.ХУ. №2.1984. С. 72-81.

8. Свирский 10. А. Оценка долговечности элементов авиаконструкций на основе учета кинетики местного напряженного деформированного состояния// труды ЦАГИ. 1981. Вып. 2117. С. 33-41.

9. Стебенев В. Н. Методика оценки сопротивления усталости соединений// Сопротивление усталости элементов авиаконструкций//труды ЦАГИ. 1981. Вып. 2117. С. 42-54.

10. Стрижиус В.Е. Разработка методов уточнения ресурсных характеристик основных силовых элементов конструкции крыла транспортного самолёта: Диссертация на соискание учёной степени доктора технических наук. Москва, 2005 г.

11. Стрижиус В.Е. Методы и процедуры расчётов на усталость элементов авиационных конструкций. М.: МАИ-ПРИНТ, 2008. - 60 с.

12. Стрижиус В.Е. Методы расчета усталостной долговечности элементов авиаконструкций: справочное пособие. - М.:Машиностроение, 2012.-272 с.

13. Белов В. К. Обеспечение усталостной долговечности авиационных конструкций технологическими методами: монография / В. К. Белов, А. А. Калюта, Г. Ф. Рудзей. - Новосибирск: Изд-во НГТУ, 2012. - 404 с.

14. Куликов Е. Н. Совершенствование методов и средств натурных ресурсных испытаний конструкций пассажирских самолётов. Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук. Новосибирск - 2013 г.

15. Акустико-эмиссионный контроль авиационных конструкций/А. Н. Серьезнов, JI. Н. Степанова, С. И. Кабанов идр.; под ред. Докторов техн. наук Л. Н. Степановой, А. Н. Се рьезнова. — М.: Машиностроение / Машиностроение - Полет, 2008. - 440 с.

16. Щербань К. С. Ресурсные испытания натурных конструкций самолетов / К. С. Щербань. — Москва : Физматлит, 2009. — 234 с.

17. Бутушин С. В., Никонов В. В., Фейгенбаум Ю. М., Шапкин В. С. Обеспечение летной годности воздушных судов гражданской авиации по условиям прочности: учебник / С. В. Бутушин [и др.]. - М.: МГТУ ГА, 2013. -772 с.

18. Арепьев А. Н., Громов М. С., Шапкин В. С. Вопросы эксплуатационной живучести авиаконструкций. - М.: Воздушный транспорт, 2002.-424 с.

19. Бруяка В. А. Инженерный анализ в ANSYS Workbench: Учеб. Пособ. / В. А. Бруяка, В. Г. Фокин, Е. А. Солдусова, Н. А. Глазунова, И. Е. Адеянов. - Самара: Самар. Гос. Техн. ун-т, 2010.-271 с.

20. Гончаров П. С., Артамонов И. А., Халитов Т. Ф., Денисихин С. В., Сотник Д. Е. NX Advanced Simulation. Инженерный анализ. - М.: ДМК Пресс, 2012.-504 с.

21. Фомичёв П. А., Клепцов В. И. Обоснование долговечности конструкции транспортного самолёта при многоцелевом применении по результатам ресурсных и лётных испытаний. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, № 2, 2013 г. - с. 46-53.

22. Методика определения ресурса планера самолёта на стадии эксплуатации: научно-технический отчёт № 1578/Селихов А. Ф. -Центральный Аэрогидродинамический Институт, 1976. — 159 с.

23. Алакоз А. В. Результаты автоматизированной системы дифференцированной оценки расходования долговечности конструкции самолётов типа Ил-76 / А. В. Алакоз // Научный вестник МГТУ ГА. - 2008. -№130.-С. 206-214.

24. Фейгенбаум Ю. М. Мониторинг условий эксплуатации и нормирование запасов на рассеивание эксплуатационной нагруженности при установлении ресурса пассажирского самолёта по условиям прочности: дис. ... канд. техн. наук : 05.22.14 / Моск. гос. техн. ун-т гражданской авиации. -М., 2011 - 147 с.

25. Антошок В. А., Баранов А. А., Лурье Б. Л. Отбраковка полетов с недостоверной информацией при оценке нагруженности самолётов по данным МСРП: сб. тр. ГосНИИ ГА. - М., 1986. - Вып. 250. - С. 48-57.

26. Баранов А. А., Антонюк В. А. Методические особенности оценки нагруженности самолетов при использовании информации бортовых самописцев МСРП: сб. тр. ГосНИИ ГА. -М., 1991. - Вып. 297. - С. 17-25.

27. Руководство по организации сбора, обработки и использования полётной информации в авиапредприятиях гражданской авиации Российской федерации. Государственная служба Гражданской авиации. - М.: Воздушный транспорт, 2001. - 79 с.

28. Игнатович С. Структурно-чувствительный сенсор усталости авиационных конструкций / С. Игнатович, М. Карускевич, Т. Маслак, Д. Костенюк // Вестник ТНТУ. - 2011. - Спецвыпуск - часть 1. - С. 178-182.

29. Лоцманов Г.С. Система контроля расхода ресурсов авиационных конструкций на основе счётчиков нагруженности: дис. ... д-ра наук. - Рига: РКИИГА, 1986.-216 с.

30. Клепцов В. И. Оптимизация затрат на обоснование ресурса модифицированной конструкции транспортного самолёта. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, № 1, 2015 г. — С. 36-45.

31. Райхер B.J1., Ершов A.M. О значении и путях снижения коэффициента надежности, учитывающего в Нормах летной годности влияние рассеяния нагруженности самолета на ресурс его конструкции: тр. Всесоюз. конф. по Нормам летной годности. - М., 1978. - С. 76-82.

32. Зарецкий М. В., Сидоренко А. С. Моделирование динамического напряжённого состояния конструкции авиационного изделия при случайном нагружении / Зарецкий М. В. // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2014. - № 75.

33. Лошкарев А.Н. Методика оценки ресурса авиационных конструкций в условиях эксплуатационного нагружения / А.Н. Лошкарев // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2012. - №52.

34. Ortiz R., Portemont G., Charles J.-L., Sobry J.-F. Assesment of explicit F.E. capabilities for full scale coupled fluid/structure aircraft ditching simulations. 23rd International Congress of the Aeronautical Sciences (ICAS 2002) Toronto (Canada), September 08-13, 2002.

35. R. Ortiz, J.-L. Charles, J.-F. Sobry. Structural loading of a complete aircraft under realistic crash conditions: generation of a load database for passenger safety and innovative design. 24111 International Congress of the Aeronautical Sciences (ICAS 2004) Yokohama (Japan), 29 aug - 3 sep 2004.

36. A. Robert, J.-B. Mouillet, Т. Schwoertzig. Ditching simulation of Air and Space vehicles using ALE methods. 5th European conference for aeronautics and space sciences (Eucass), 2013.

37. Бехтина H. Б. Особенности определения наземных нагрузок на ВС при движении по ВПП с помощью математического моделирования / Н. Б. Бехтина // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2012. - №52.

38. Бовсуновский А. П., Матвеев В. В. Вибрационные характеристики усталостного повреждения стержневых элементов конструкций. Проблемы прочности - 2002 г. - № 1 - С. 52 - 70.

39. Постнов В. А. Использование метода конечных элементов для определения структурных повреждений. Вестник гражданских инженеров -2004. -№1.- С. 70-76.

40. Клепцов В. И., Георги М. Ю., Иванов К. А. Структурный анализ твердотельных сборок авиационных конструкций высокой детализации как основа расчета долговечности. Сборник докладов IX международной научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2012» Сентябрь 7 -8 • 2012, часть II, г. Москва, 2012 г. С. 48 - 56.

41. Основы метода конечных элементов. / В. И. Большаков, Е. А. Яценко, Г. Сосу, М. Лемэр, Ж. М. Рейнуар, Ж. Кестенс, Г. Варзее, И. Кормо, - ПГАСиА - Днепропетровск: 2000. - 255 с.

42. Стрелец Д. Ю. Применение суперкомпыотерных технологий для решения актуальных задач проектирования новых образцов авиационной техники // Рациональное управление предприятием № 2, 2014 г. - стр. 48 -51.

43. Биргер И. А., Мавлютов Р. Р. Сопротивление материалов: Учебное пособие. - М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. Лит., 1986. - 560 с.

44. Вербицкий А.Б. Динамическое состояние конструкции вертолёта при соударении с надстройкой корабля / А.Б. Вербицкий // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2012. - №58.

45. Вербицкий А.Б., Сидоренко А. С. Динамическое деформирование конструкции авиационного изделия при аварийном соударении с преградой / А.Б. Вербицкий // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2014. - № 78.

46. Вербицкий А.Б., Сидоренко А. С. Динамическое состояние конструкции авиационного носителя при аварии на этапах взлёта и посадки / А.Б. Вербицкий // Электронный журнал «Труды МАИ». - 2013. - № 67.

47. Брянцев Б. Д. Базовые алгоритмы идентификации и коррекции математических моделей динамики конструкций летательных аппаратов по результатам динамических испытаний / ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского. Препринт № 7. 1990.

48. Клепцов В. И. К методологии выявления форм колебаний авиационных конструкций в полете. Сборник докладов V научной конференции по гидроавиации «Гидроавиасалон-2004» Сентябрь 3 - 5 • 2004,1 часть, г. Москва, 2004 г. - С. 263 - 270.

49. Клепцов В. И. Уравнения Лагранжа второго рода применительно к анализу установки маршевых двигателей самолёта-амфибии Бе-200. 5-я международная конференция «Авиация и космонавтика - 2006». 23 - 26 октября 2005 года. Москва. Тезисы докладов. - М.:Изд-во МАИ, 2006. - С. 208.

50. Клепцов В. И., Котов В. Н., Щербинин И. П. Модернизация метода определения частот и форм колебаний самолета в полете на основе использования современной цифровой распределенной мониторинговой системы бортового документирования //Мехатроника, автоматизация, управление. - Москва: Новые технологии, 2013. - стр. 58-63.

51. Теоретическое обоснование методики идентификации модальных параметров и прогнозирования флаттера по отклику на турбулентное возбуждение: научно-технический отчет/Стучалкин Ю. А. - Жуковский: Центральный Аэрогидродинамический Институт, 1999. - 13 с.

52. Карачунский В. В., Клепцов В. И. Метод измерения пульсаций давления от воздушного потока в районе следящего выводного устройства

самолётной оптической аппаратуры. Вопросы оборонной техники, № 1 (356) 2010 г.-стр. 43-48.

53. Митенков К. А., Орлова Т. И., Цымбалюк В. И. Переменное нагружение самолета в эксплуатации и возможности увеличения ресурса по условиям усталостной прочности. Известия Самарского научного центра Российской академии наук, том 16, №1 (5), 2014. - стр. 1492 - 1499.

54. Фомичёв П. А., Лавро Н. А., Вакуленко С. В. Соотношение между интегральными повторяемостями амплитуд и максимумов перегрузки при полете в турбулентной атмосфере. Научный вестник МГТУ ГА - № 199 (1). -М.: МГТУ ГА, 2014. - С. 101-107. ISSN 2079-0619

55. Формирование алгоритмов восстановления переменной нагруженности самолёта Бе-200ЧС: отчёт по СЧ ОКР / Зиченков М. Ч. -Жуковский: ФГУП «ЦАГИ», 2013. - 43 с.

56. Клепцов В. И., Вакуленко С. В. Влияние параметров схематизации случайных процессов на оценку нагруженное™ самолета. Авиационно-космическая техника и технология: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм, ун-та им. I I. Е. Жуковского «ХАИ». - Вып. 4 (101). -X.: ХАИ, 2013. - С. 49-54.

57. Фомичев П. А., Мандзюк С. Ф., Клепцов В. И. Уточнение изгибающих моментов по крылу самолета с учетом данных летных измерений. Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм, ун-та им. II. Е. Жуковского «ХАИ». - Вып. 4 (76). -X.: ХАИ, 2013. - С. 7-14.

Акт реализации

Приложение

УТВЕРЖДАЮ

Генерал. 111.111 дирек юр Генеральный конст р> к юр ОАО ■< I Л111 К' им. I Л1. Ьериева-

Ь. I аривадский

2014 1

АКГ 1м: чдипции

'.»кемерпмя |р\ниа О \() «I \IIIk' им. 1. М. Ьериева» еоекшч >а нас I ояшии \к! о юм. чю нижеприведенные реллилш. пол_\ленные Кленповым Пик юром Ивановичем н днсссркпшошюй раГнме на соискание \ченои еюнени к.ш iin.ua ючиичеекич на>к но епепиа н.ное 1 и 0^.07.03 «■Прочноен. и ieu.ioni.ie режимы 1екиедьны\ лппарагои». реа ш ¡онаш,! к ()\<) К' им. 1 .М.Ьериеиа».

.V" Наименование

и п репдыаюв

I

\1eio.ii.i исследований лес 1аби.инир\ ющнч факюрон полет (ДФП) и I тльсапип давления в юне вывода ллюрнот и?л\чения \.1К.

фебовапия к среде!вам и шереиий ДФ11

\1ею1 опенки форм и час км колебании

само 1С1а в по Iо [е по I но1С и с I вием а 1 мое(|)ернои I \ рб\ 1СН 1 нос I и

I де исполь юваны

()1чс1 .N».1.11 \2.002.-01-05. 2005 [.

НИР мДч > ниц» ()I че I .N41.11 \2.003.< )-0б. ч. 1 и ч. 2. 2006 I

111 ед о[ !>>

')ски ¡in.ni ироекд. Кн. 11.1 1.ч. 2в. Инв. Л~\\1)70с. см р. 12-20. З.Ч-ЗЧ. 2006 I. () (ч е 1 Л".1.11 \2.005.11М-07. 2007 1. <>1401 .V" .1.11.\2.005.( >-07-часп. 2009 1 . ')! 1.0000.000.Д51.5 Киша 5 \1 \У. 1)0102.5.06.20.01 .ОООК.Пп Доильная про! рамма па ;емны\ и дошыч немы ишии самодем ДР. К ). с 1р. 77-83

\Rbk.S >000-03 3 1 01-.1У Р1Н' " Ре! а 1 а •>. 1>пб то 1 с к н в 1 ори 411011 оорабо I к11 П(> 1С 1 нон 1И1(|)ормапии (>пислн по применения

')11 0000.ООО.,[5 1.2 1 (>!че11.1 по на ;емным и лешим исиы I лиичм ^амо Ю1л ДР- К > Л*" ! I 1ри южонио 1 4 < >140 1 по ф|лиер> \1 \\-Ч1б2-0(М)0-ОП-141<-001 \- \ Гт

Р\ководе1во по жсплчадации само юга Ье-Меюл \4eia расхода ... -

_иОЧ( . ра i дед 00;> «Pecspci.í и срок» ■>,

назначенного реечреа ,

нодр.ндел 005.1 (».06 <м ¡роцедхрл хчеш л многоцелевого самолет '

„ пас\о ia-ociaiKa ле)ш.:х часов на при смешанной

' деистюшем 'шше ограоенки проектiiojо

экси.п'агации

ресурса-'

Меюд опенки общею и ümei be-2004('-i36 1700-14 «Расчег локального НДС характеристик долговечноеш и жша мест

4 коне!р\кции при помощи перепроеюнрованной коне ф\кипи нижних жердоюльных сборок панелей крыла само teiois Ье-200ЧС У" 3(Н-высокон декын инии >0?v>

Me ¡o ил детых псе юдованнй дескижли {ирхюпшч (ракдоров поле i а с нсиодмованпеч па нора среден» и, :меришя живо шли и се.! едина д. \ por,.ni напряжении и пибраций мемен' он конецпкцни следяндчо вккопкчо >с1))ойеп;а (СВУi ц самолет, определил, рациональные режимы iciиы\

л-снеримен i он,

Vicio i н шерення т лвсапин .¡..ли юнпа <>i oóiекаюн ei«i чотка ю i во нл нее 1едона11. уровни п\ ¡ьсапнй ь «"же С и определи ib. до к^нфшур-ншя ( В\ uitunnaei выхо |ное\с1ройеп;'? \ЛК* oí в<ч tencfBiiy попка.

Меюд оценке форм н чаио) колебаний само им a ДР К» н<! оси >ье коррс 1япион1Н)ю и спекдра н>нон> анализа был рлцыооиш но «ребоьаншо i 1нс, laica ;чпкл как юполнегне к отечественном) мею оле hoí »лп.ииь л )p<»v «¡p\ i он >сюичивоаи ¡1} ем ан<:.,ии переходных нроноскн. ¡юс ю нмнульено!о воueiie t кия р> лен.амн поверхнос!ями (Чо ¡имос >» ре*> чдаНч« по и¡'.ерлсдена письмом ЦА1 11 пех „V* IV 7-?0í> oí 05.10.20«.)"" ¡ Ipnuei енне И'.} х мею юв при лешых испыыниях пи>вп in.ui ноиыси iь нл к -лдчкч í, оценки и s армони Mipou.ii и nifieei ненпвч! и :л,и бежныи тихи ы к u- i ,im ih i.bí' льиям по a )¡)o\ i ¡\. i он xсi оичивосi и.

Мс;о : \4eia расхо ¡a на им ichuo о рее> pea \шою ic ив,- о mim» <c t. Ьс-200Ч( при сметанной жен |\ чмцнн чычсся одним и: жшии neivxu ia к i <iv;e ни H.ui :>af аннн п ынер.. ю с ос и яыоо н ¡ о ase ню i . i ¡ч a ( и > • \ ">о чч-к-./о немо плов;;!i, !<тнм.1кк и кал. ю;о жю-енл^рл. Фопмл ' с а n.ijvóo чи

в [хи.шчны.ч ф\нкпияч и привеленпя к жвивален мюм_\ налеп одоорепа АР МАК" в тменснии 15 P')oi 30.1 1.201 2 i.

\1еюд оценки oóiueio и .юкал.пою НДС коне ip_\ кпин при помощи i вер.ин ельныч сборок высокой декшнацпи ihubo.iii.i с_\ щес i венно сократи, iaipaiM на иол i вержленио ресчрсиыч чараклерисшк перепроекл ированной коне ip\ кипи крыла самолеюв Ье-200ЧС .V'.Yj 303-30N гл ciei ¡амены иапрныч рес> рсныч испьпаний полномлсш щоным вычисли ¡ельным жеиернмен юм с пол i верждающими йены i алиями коне i р\ к i пвно-подооныч oópa ¡ион. ('оо i Bci с i и\ ющее Решение \201 - "503-30S 07 i 700- i 4 oí 26 03.2014 i. coi л acó ва но ('I l ■< 1 [рочносп,».

Клеппов В. II. принимал непосредственное >час!ис в рафаГчмке 1счннческич ¡аданий и иечодныч ланныч. меюлов ишорепнй: opi лптатш лешыч исш.ианнй и оораГнмки полетой информации: рафаГмчке мак-риалов па_\ чпо-1ечническич о i чети. )скп ¡пыч. 1ечннческпч и лекиьныч проеклов.

Первый iaMecniic.и» / / /

Xc^.V. 11. А. .1авро

1 енералвно! о коне i р_\ к юра. к. i ,н. - ^

'Замес i и ie.ii, I енералынч о коне т\ кдора. / ,, ,

... ' 11.A. С icnaiioB

I . Idlllll.llf коне i р\ к i ор , „

/

Замссппе.п. I oncpa.ii.iioi о коне i р\ кл opa.

... ' .1.11. Коне ian i ииов

1 лавныи коне I рч к л ор

Замес i и i е. п. I енералыю! о коне i р_\ к i opa. I . 11. Кооы ?св

I лавный копе i р\ к i ор. к.! .н.