Системный подход к разработке и интеграции системы гибридной аварийной воздушной турбины гражданского пассажирского самолета



В статье рассматриваются принципы системного подхода и основные процессы системной инженерии к разработке и интеграции аварийной воздушной турбины, предназначенной для обеспечения работы гидравлической системы и системы электроснабжения самолета при отказе всех основных источников питания.

Современный гражданский пассажирский самолет представляет собой большое количество взаимодействующих между собой систем и агрегатов, почти все они получают электрическую, пневматическую или гидравлическое энергию от силовых установок самолета.

При отказе всех электрогенераторов силовых установок самолета электропитание критические системы получают от аварийной системы электроснабжения, источником для которой являются авиационные аккумуляторы, вспомогательная силовая установка и/или аварийный электрический генератор ветровой турбины. Аварийным источником гидравлического питания являются гидравлические аккумуляторы и/или гидравлический насос аварийной ветровой турбины.

Случаи отказа обеих маршевых силовых установок очень редки вследствие высоких требований по надежности и отказобезопасности авиационных систем, однако такие случаи, при которых катастрофа была предотвращена в том числе при помощи выпуска аварийной ветровой турбины (АВТ), неоднократно отмечались:

‒ в авиационном происшествии 24 августа 2001 года над Атлантикой из-за утечки топливо остановились маршевые двигатели самолета Airbus A330, однако самолет смог совершить посадку, были сохранены жизни всех 293 пассажиров и 13 членов экипажа [1];

‒ в авиационном происшествии 12 июля 2000 года с самолетом Airbus A310 были спасены 150 пассажиров и членов экипажа;

‒ в авиационном происшествии 15 января 2009 года (знаменитая «посадка на Гудзон») после отказа обоих двигателей самолета Airbus A320 из-за попадания птиц удалось спасти жизни 155 человек, находившихся на борту.

Мировыми лидерами в разработке и производстве систем АВТ являются компании UTC Aerospace Systems, США, и GE Aviation systems, США. Указанные компании поставляют интегрированные системы АВТ, включая ветровые турбины, генераторы, гидронасосы, приводы выпуска и уборки АВТ, блоки и пульты управления.

АВТ относится к развитым техническим системам, патенты на изобретения к настоящему времени посвящены в основном отдельным аспектам усовершенствования конструкции; облик АВТ к настоящему времени в значительной мере сформирован, находящие применение в практике изобретения относятся к однотипным выпускаемым в поток из ниши или обтекателя и принадлежат крупным компаниям-производителям.

Патенты, относящиеся к АВТ, в основном относятся к следующим группам международного классификатора:

B64D 41/00 — Силовые установки вспомогательного назначения

F03D 9/00 — Приспосабливание ветряных двигателей для особых целей

F01D 15/00 — Турбомашины специального назначения

Большая часть публикуемых по теме изобретений патентуется в США основными мировыми поставщиками — компаниями UTC Hamilton Sandstrand и GE Aviation Systems, несколько меньше активность патентования у компаний Honeywell International Inc. и Advanced Technologies Group; кроме того, ряд изобретений в этой области принадлежит компании Boeing. В ЕС изобретения в области АВТ патентует компания Airbus, в России — ЗАО «ГСС», разработчик самолета SSJ-100.

Патенты посвящены упрощению конструкции АВТ, повышению безопасности ее работы, повышению отказоустойчивости системы, снижению массы, уменьшению работ по техническому обслуживанию, что свидетельствует о зрелости технической системы АВТ [4–19].

АВТ в зависимости от потребностей самолета в аварийном питании, могут быть гидравлическими, электрическими или гибридными, обеспечивающими как гидравлическое, так и электрическое аварийное питание систем самолета. В данной работе рассматривается гибридная АВТ, поскольку она представляет собой более общий случай технической системы аварийного энергоснабжения гражданского пассажирского самолета с помощью ветровой турбины.

АВТ оснащены все гражданские пассажирские самолеты компаний Airbus и Boeing, ряд самолетов бизнес-авиации и региональных пассажирских самолетов компаний Embraer и Bombardier [20, 21].

В отечественной практике гидравлической АВТ оснащены самолеты Ту-204, 204СМ, Ту-214, Ту-334, Ан-12, Ан-22, Ан-70, Ан-148, Бе-200, Ил-96М, Ил-96–300. Электрическая АВТ установлена на SSJ-100, на самолетах семейства МС-21 применяется гибридная установка с электрическим генератором и гидравлическим насосом.

Разновидностью гибридной компоновки является система АВТ самолета A320, в которой на АВТ непосредственно установлен гидравлический насос, обеспечивающий аварийное гидропитание и вращение гидромотором вала аварийного электрического генератора, установленного отдельно от турбины [22].

В соответствии с методологией системной инженерии задача разработки системы начинается с рассмотрения и систематизации функциональных требований и ограничений системы и процессов ее разработки [23].

Специфика авиационных систем в этом отношении состоит в существенном влиянии на функциональные требования к системе и требования к организации процессов разработки нормативных квалификационных и сертификационных требований.

Разработчик системы в проекте создания авиационной системы взаимодействует по существенным техническим и организационным вопросам не только со своим непосредственным заказчиком, но и с авиационными властями (сертификационными и квалификационными центрами) [24].

Основные системные процессы, которые должны протекать на этапе разработки системы:

‒ планирование разработки системы;

‒ управление требованиями;

‒ проектирование, конструирование и интеграция системы;

‒ управление конфигурацией системы;

‒ управление интерфейсами система-самолет;

‒ управление техническими рисками на этапе разработки;

‒ верификация требований на этапе разработки.

При разработке система должна рассматриваться не только в контексте конструкции и технических характеристик, но в контексте жизненного цикла системы от замысла до утилизации [25].

Процессы управления требованиями и интерфейсами имеют ключевое значение в связи с наличием в составе системы одновременно механических, гидромеханических, электромеханических, аэромеханических и электронных компонентов, необходимостью обеспечить их сопряжение и совместную работу в эксплуатации и при техническом обслуживании.

Разнородность компонентов системы предполагает кооперацию при разработке нескольких конструкторских коллективов, один из которых должен выступать интегратором системы и связующим звеном с конечным интегратором — разработчиком воздушного судна. Это, а также специфичная для авиационной отрасли строгая регламентация процессов верификации и валидации, значительно усложняет процесс планирования, играющий связующую роль между остальными процессами системной инженерии.

В соответствии с требованиями системной инженерии архитектура системы должна соответствовать ее функциональным требованиям.

Ниже приведены обобщенные системные функции системы АВТ и технические характеристики (см. таблицу 1), в соответствии с которыми должна быть сформирована ее структура и функциональные требования к подсистемам и компонентам.

Таблица 1

Системные функции АВТ

№	Функция	Техническая характеристика
1	Сохранять убранное положение до поступления сигнала на выпуск	Реализация в конструкции
2	Переходить в выпущенное положение после поступления сигнала на выпуск	Время выпуска, сек
3	Сохранять выпущенное положение до поступления сигнала на уборку на земле	Реализация в конструкции
4	Переходить в убранное положение на земле после поступления сигнала на уборку	Время уборки, сек
5	Передавать в вышестоящую систему сигнал убранного положения	Формат сообщения, частота опроса, вероятность отказа
6	Передавать в вышестоящую систему сигнал выпущенного положения	Формат сообщения, частота опроса, вероятность отказа
7	Передавать в вышестоящую систему сигнал исправности/отказа	Формат сообщения, частота опроса, вероятность отказа
8	Обеспечивать самолет аварийным электропитанием в выпущенном положении в области полета самолета	Технические характеристики канала генерирования: мощность, частота, тип электропитания
9	Обеспечивать самолет аварийным гидропитанием в выпущенном положении в области полета самолета	Технические характеристики аварийного канала аварийного гидропитания: входное и выходное давление, расход
10	Преобразовывать энергию воздушного потока в электрическую энергию аварийного питания самолета в области полета самолета	КПД
11	Преобразовывать энергию воздушного потока в гидравлическую энергию аварийного питания самолета в области полета самолета	КПД

Все функции системы АВТ, за исключением внутрисистемных функций удержания в выпущенном и убранном положении, как видно из таблицы 1, связаны со взаимодействующими системами самолета — гидравлической, электроснабжения, системой управления общесамолетным оборудованием и бортовой системой технического обслуживания.

В соответствии с функциями можно выделить в архитектуре системы подсистемы:

‒ уборки и выпуска в воздушный поток (функции 1–4);

‒ аварийного гидравлического питания (функции 9 и 11);

‒ аварийного электрического питания (функции 8 и 10);

‒ информационную (функции 5–7).

При разработке системы АВТ необходимо рассматривать систему аварийного гидропитания также отдельно как часть архитектуры гидравлической системы самолета, аварийного электропитания — как часть системы электроснабжения, а информационную — как часть системы управления общесамолетным оборудованием и бортовой системы технического обслуживания. Требования к системе и ее подсистемам, таким образом, будут диктоваться требованиями к вышестоящим системам самолета.

Основные физические ограничения к системе связаны с ее энергетическими характеристиками.

Известно выражение для механической мощности турбины [1]:

где — коэффициент мощности, — плотность воздуха, — скорость потока воздуха, — площадь ометаемой ветроколесом поверхности, D — диаметр ветроколеса.

Поскольку мощность, вырабатываемая турбиной, пропорциональна третьей степени скорости воздушного потока, большое значение придается выбору места установки турбины; на выбор места также влияет степень ухудшения аэродинамики полета при выпуске АВТ, создающей дополнительное аэродинамическое сопротивление.

Для увеличение выходной мощности может быть увеличен диаметр ветроколеса, т. е. длина лопастей, поскольку мощность растет пропорциональна квадрату его диаметра. Однако увеличение длины лопастей существенно ухудшает габаритные характеристики АВТ и ограничено размерами ниши, внутри которой она должна находиться в убранном положении.

Для коэффициента мощности, показывающего, какая доля энергии набегающего воздушного потока может быть преобразована в энергию вращения ветроколеса, известно теоретически максимальное значение (критерий Бетца) [27] . В существующих установках достигается значение коэффициента мощности 0,35–0,45.

Коэффициент мощности связан с коэффициентом торможения потока , где v₀ — скорость потока перед турбиной, v₁ — скорость потока за турбиной, следующим выражением . Максимальное значение достигается при .

Для управления значением (максимизации его значения) применяется система управления шагом винта, разворачивающая лопасти вентилятора в зависимости от скорости ветра, представляющая собой гидравлический или центробежный механический регулятор.

С учетом потерь в редукторе, генераторе и при преобразованиях, выражение для электрической мощности канала аварийного электропитания АВТ:

,

где — КПД редуктора, генератора и преобразователей соответственно.

Аналогично для канала аварийного гидропитания:

,

где — КПД редуктора и гидронасоса соответственно.

Исходя из указанных выражений, предпочтение следует отдать компоновке АВТ с прямым приводом гидронасоса и электрогенератора от воздушной турбины, исключив редукторы, что ведет к необходимости применять гидронасос и электрогенератор, для которых допустима высокая частота вращения приводного вала и широкий диапазон частот вращения, который определяется диапазоном скоростей и высот области полета самолета.

Значения времени выпуска, под которым подразумевается время от поступления сигнала на выпуск до перехода генератора и гидронасоса в рабочий режим с заданными параметрами качества электрического и гидравлического питания, определяется исходя из требований к времени восстановления работоспособности гидросистемы и системы электроснабжения самолета, и составляет, как правило, не более 10 с.

Время уборки определяется требованиями к трудоемкости технического обслуживания самолета и не влияет на безопасности полета, поэтому менее жесткое и может составлять более минуты.

После формирования архитектуры необходимо произвести выбор технических решений, сочетание которых позволит реализовать функции в соответствии к требованиям к ним.

Ниже представлена таблица 2 альтернативных технических решений, сформированная исходя из системных функций и имеющихся на современных самолетах и в патентах на изобретения АВТ. Таблица приведена как пример и не исчерпывает вариантов технических реализаций системы.

Таблица 2

№	Функция (требование)	Варианты технической реализации элемента
1	Сохранять убранное положение до поступления сигнала на выпуск	Механические замки соленоидным приводом от аккумуляторов Механические замки с поступательным электромеханическим приводом от аккумуляторов Механические замки с гидроприводом от гидроаккумулятора Механические замки с тросовым приводом
2	Переходить в выпущенное положение после поступления сигнала на выпуск	Реверсивный электропривод уборки-выпуска с питанием от аккумуляторов Объемный гидропривод уборки-выпуска двустороннего действия с питанием от гидроаккумуляторов Пружина выпуска
3	Сохранять выпущенное положение до поступления сигнала на уборку на земле	Механические замки соленоидным приводом от аккумуляторов Механические замки с поступательным электромеханическим приводом от аккумуляторов Механические замки с гидроприводом от гидроаккумулятора Механические замки с тросовым приводом
4	Переходить в убранное положение на земле после поступления сигнала на уборку	Реверсивный электропривод уборки-выпуска с питанием от аккумуляторов Объемный гидропривод уборки-выпуска двустороннего действия с питанием от гидроаккумуляторов
5	Передавать в вышестоящую систему сигнал убранного положения	Бесконтактные датчики положения (индуктивные) Контактные датчики положения (микровыключатели)
6	Передавать в вышестоящую систему сигнал выпущенного положения	Бесконтактные датчики положения (индуктивные) Контактные датчики положения (микровыключатели)
7	Передавать в вышестоящую систему сигнал исправности/неисправности	Электронный блок управления с системой датчиков
8	Обеспечивать самолет аварийным электропитанием трехфазным переменного тока в выпущенном положении в области полета самолета	Электрический генератор переменного тока с возбуждением постоянными магнитами Электрический генератор переменного тока с внешним возбуждением Электрический генератор переменного тока с самовозбуждением
9	Обеспечивать самолет аварийным гидропитанием в выпущенном положении в области полета самолета	Аксиально-поршневой гидравлический насос Радиально-поршневой гидравлический насос Шестеренный гидравлический насос
10	Преобразовывать энергию воздушного потока в электрическую энергию аварийного питания самолета в области полета самолета	Ветровая турбина с центробежным регулятором шага винта Ветровая турбина с гидравлическим регулятором шага винта
11	Преобразовывать энергию воздушного потока в электрическую энергию аварийного питания самолета в области полета самолета	Ветровая турбина с центробежным регулятором шага винта Ветровая турбина с гидравлическим регулятором шага винта

При выборе архитектуры и проектировании системы из вариантов исполнения конструкции необходимо выбрать варианты технических решений, исходя из их преимуществ и недостатков.

Для функций 1 и 3 выбор варианта привода замков убранного и выпущенного положения будет зависеть от технической возможности и надежности, а также массогабаритных характеристик. Для варианта с тросовой проводкой критично размещение привода уборки-выпуска АВТ, поскольку масса будет значительно возрастать с увеличением расстояния от кабины экипажа до замков убранного положения.

Для функций 2 и 4 выбор силовых приводов уборки и выпуска будет определяться массогабаритными характеристиками и потребностью в электрическом или гидравлическом питании, значительно ограниченными в аварийной ситуации.

Для функций 5 и 6 критичными является надежность и массогабаритные характеристики.

Выбор технических решений для функций 9 и 10 зависит от надежности, массогабаритных характеристик, определяющих возможности уборки-выпуска системы, ее размещения на самолете и аэродинамическое сопротивление установки, потребности в гидравлическом или электрическом питании для запуска в выпущенном положении.

Для функций 10 и 11 определяющими факторами являются диапазон регулирования, надежность и потребность во внешнем гидравлическом питании для работы регулятора.

При разработке архитектуры и компоновки системы следует рассмотреть возможность объединения элементов и передачи функций между элементами системы, вопросы их совместимости в рамках системы.

При интеграции системы в конструкцию самолета также требуется пересмотр ее архитектуры с учетом особенностей самолета, включая размещение установки, требования к характеристикам электропитания и гидропитания, прочности узлов крепления, электрические, механические и гидравлические интерфейсы, требования к надежности, отказобезопасности и эксплуатационной технологичности.

При управлении требованиями, верификации и валидации необходимо учитывать общесистемные требования, которые предъявляются к авиационным системам как с технической, так и организационной стороны при разработке.

В соответствии с разделом 21 Авиационных правил система АВТ относится к компонентам III класса.

В соответствии с АП-21 п.7.1.1 (б) компоненты III класса — комплектующие изделия, к которым относятся любые установленные на воздушное судно механизмы, приборы, оборудование (включая соединительное) и другие комплектующие (готовые) изделия, используемые для осуществления полета воздушного судна. Комплектующие изделия (КИ) по степени влияния их работоспособности на летную годность образца в целом подразделяются на две категории:

КИ категории А — изделия, нарушение работоспособности которых оказывает существенное влияние на летную годность образца. Минимальный перечень КИ категории А устанавливается циркуляром Авиарегистра;

КИ категории Б — изделия, не относящиеся к категории А, включая стандартные детали.

Поскольку нарушение работоспособности АВТ может привести к невыпуску шасси при посадке, т. е. аварийным или катастрофическим последствиям, АВТ безусловно относится к КИ категории А, т. е. в соответствии с п. 9.2.1 (а) АП-21 требует оформления Свидетельства о годности комплектующего изделия или Одобрительного письма по результатам одобрения Авиарегистром по результатам квалификационных испытаний.

Одобрение КИ категории А осуществляется в соответствии с квалификационным базисом, который формируется на основе действующих Авиационных правил и их приложений и Квалификационных требований.

Для АВТ самолетов транспортной категории это АП-25, КТ-160, КТ-178, КТ-254 и соответствующие требования FAA, EASA при сертификации в США, ЕС, с которыми указанные документы гармонизированы.

Проведем анализ возможности применения действующих статей АП-25 при сертификации.

Раздел А-0 — Общие требования летной годности самолета при отказах функциональных систем. В разделе представлены требования и поясняющий материал без привязки к конкретным элементам или конструкции самолета.

Раздел С — Прочность. Согласно этому разделу соответствие требованиям к прочности и деформациям должно быть показано для каждого критического нагружения.

Раздел D — Проектирование и конструкция. Данный раздел является основным, в котором рассматриваются требования к конкретной конструкции, применяемым материалам, технологии производства, защите и обеспечению доступа. При рассмотрении пунктов: 25.603 «Материалы», 25.605 «Технология производства», 25.607 «Крепежные детали», 25.609 «Защита элементов конструкции», 25.611 «Обеспечение доступа», 25.613 «Прочностные характеристики материалов и их расчетные значения» можно сделать вывод, что указанные пункты могут применяться ко всем системам, в том числе и к АВТ.

Следующие пункты раздела D могут быть применены в действующей ревизии, так как никаких дополнительных требований к системе предъявлять в этом объеме нет необходимости:

‒ п. 25.777 предъявляет требования к размещению и направлению перемещения органов управления в кабине;

‒ п. 25.869 предъявляет требования к пожарной защите систем.

Раздел. F — Оборудование. В этом разделе предъявляются общие требования к различным системам. В нашем случае требуется рассмотреть следующие пункты:

‒ п. 25.1301 «Назначение и установка». Пункт требует, чтобы конструкция соответствовала функциональному назначению, имелись необходимые в эксплуатации надписи и маркировки, оборудование применялось в соответствии со своими ограничениями и нормально работало после установки.

‒ п. 25.1301А «Эксплуатация при низких температурах». Регламентируется температура, при которой система должна работать штатно.

‒ п. 25.1309 «Оборудование, системы и установки». Требования пункта применимы к любому оборудованию или системе, установленной на самолете. Пункт требует, чтобы система в случае неправильного функционирования не снижала безопасности полетов и при совокупности отказов не приводила к катастрофической ситуации, отказное состояние было крайне маловероятно, сложное отказное состояние было маловероятно.

‒ п. 25.1322 «Лампы аварийной и предупреждающей сигнализации и уведомляющие лампы». Регламентируется применение цвета сигнализации.

Рассмотренные пункты могут быть применены в действующей ревизии, так как требования регламентируются в общем виде и могут быть применены к различным системам или оборудованию.

Подраздел «Электрические системы и оборудование» Приводятся требования к мощности и системе генерирования, внешнему электропитанию, установке электрооборудования, распределению электропитания, защите электроцепей и испытанию электрической системы. Так как особых требований к электропитанию АВТ предъявляться не должно, то рассматриваемый подраздел может быть использован без изменений и дополнений.

Подраздел «Прочее оборудование», п. 25.1431 «Электронное оборудование». Представлены требования к электронному оборудованию. Особых требований к электронному оборудованию предъявляться не должно.

Дополнение 25F.8.7 «Компоновка кабины экипажа». Дополнительных требований к компоновке кабины экипажа предъявляться не должно.

Раздел G — Эксплуатационные ограничения и информация. В разделе рассматриваются требования к инструкциям по поддержанию летной годности, ограничениям по условиям эксплуатации, трафаретам и надписям, летному руководству. Требования регламентируются в общем виде и могут быть применены к различным системам или оборудованию.

Требования устойчивости к внешним воздействующим факторам (ВВФ), предъявляемые к бортовому оборудованию, определяются конструкцией изделий, условиями и режимами эксплуатации, зонами и условиями установки на воздушном судне. Выполнение требований к ВВФ должно быть подтверждено стендовыми квалификационными испытаниями, а сами требования должны содержаться в квалификационном базисе и техническом задании на ОКР.

Основным документом, регламентирующим как требования к ВВФ, так и методы испытаний на воздействие ВВФ, являются квалификационные требования КТ-160 «Условия эксплуатации и окружающей среды для бортового авиационного оборудования. Требования, нормы и методы испытаний».

Квалификационные требования КТ-160 гармонизированы с документами SC135/RTCA DO-160D и WG14/EUROCAE ED-14D, что позволяет создать на их основе квалификационный базис оборудования как для квалификационных испытаний и получения СГКИ, так и для международной сертификации.

При планировании квалификационных испытаний следует также учесть возможные отличия на момент начала испытаний и применить более жесткие требования, если они будут указаны в отличающихся разделах международных стандартов SC135/RTCA DO-160D и WG14/EUROCAE ED-14D, чтобы избежать в дальнейшем проведения дополнительных испытаний.

Анализ требований по защите от воздействия внешних факторов показывает, что наиболее жесткие требования предъявляются к устанавливаемому в негерметичной нише АВТ и приводу уборки и выпуска АВТ.

Указанные составные части испытывают ударную нагрузку при уборке и выпуске, повышенную вибрацию, значительные перепады температуры и давления воздуха при взлете и посадке, могут подвергаться воздействию воды, пыли, песка.

Повышенные требования предъявляются также к блокам силовой электроники электрогенератора. Для них характерны коммутация значительных токов и вследствие этого генерация помех, необходимость располагать такие блоки как можно ближе к электрогенератору для сокращения времени реакции и уменьшения массы и длины силовой электропроводки.

Такие блоки, как правило, располагают в нишах шасси или технических отсекам ниже пола фюзеляжа. Расположение в нише шасси диктует повышенные требования к защите от воздействия перепадов давления и температуры, воздействия пыли, песка, воды, обледенения.

Наименее жесткие требования по ВВФ предъявляются к органам управления, управляющей электронике, устанавливаемым в кабине экипажа.

Эти требования должны использоваться при разработке квалификационного базиса системы, разработке технических условий на этапе ОКР, планировании и разработке методик квалификационных стендовых испытаний.

Требования к ВВФ существенно зависят от конкретного типа воздушного судна, на который устанавливается система, представляется целесообразным согласование квалификационного базиса системы в части ВВФ с разработчиками воздушных судов, поскольку измеренные на воздушном судне при сертификации данные имеют приоритет перед изложенными в КТ-160 значениями.

Планирование и разработка методик испытаний на этапе ОКР должны быть проведены с учетом КТ-160 о проведении испытаний на комплексное воздействие ВВФ, а также подтверждение стойкости к отдельным ВВФ без испытаний, предъявлением доказательных результатов анализа конструкции, что позволит сократить время и затраты на проведение испытаний.

Один из основных компонентов блок управления генератором — содержит программное обеспечение, обеспечивающее управление каналом генерирования и встроенный контроль состояния системы, прием и обработку сигналов от систем самолета.

Наличие в составе системы программного обеспечения означает необходимость выполнения специфических требований к разработке программного обеспечения авиационного оборудования, изложенных в квалификационных требованиях КТ-178 «Требования к программному обеспечению бортовой аппаратуры и систем при сертификации авиационной техники».

Квалификационные требования устанавливают требования к ПО в соответствии с его уровнем и определяет критерии определения уровня ПО.

В соответствии с ними, ПО системы АВТ можно отнести к уровню А: ПО, ненормальная работа которого согласно оценке, полученной в процессе анализа безопасности системы, может вызвать или способствовать отказу функции системы, приводящему к катастрофическим отказным состояниям для воздушного судна.

КТ-178 разработаны на основе и гармонизирован с RTCA/DO-178B «Software considerations in airborne systems and equipment certification», что позволяет выполнить сертификационные требования в соответствии с международными стандартами.

КТ-178 описывает стадии жизненного цикла системы, ее программного обеспечения и документы жизненного цикла, требующиеся для сертификации в части ПО.

Поскольку блок управления генератором относится к бортовой электронной аппаратуре, к нему применяются требования квалификационных требований КТ-254 «Руководство по гарантии качества бортовой электронной аппаратуры».

КТ-254 разработан на основе и его требования гармонизированы с RTCA DO-254/EUROCAE ED-80 «Design Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware», что позволяет выполнить сертификационные требования в соответствии с международными стандартами.

Квалификационные требования КТ-254 регламентируют требования к гарантии разработки в соответствии с уровнем аппаратуры.

В соответствии с КТ-254, блок управления АВТ можно отнести к уровню А: «Аппаратура, ненормальное выполнение функций которой согласно оценке, полученной в процессе анализа безопасности аппаратуры, может вызвать или способствовать отказу функции системы, приводящему к катастрофическому отказному состоянию для воздушного судна».

Система АВТ должна выдавать важные для ряда систем сигналы о положении и состоянии АВТ:

‒ сигналы убранного/выпущенного/промежуточного положения АВТ,

‒ сигналы отказа АВТ, канала генерирования, привода уборки-выпуска, канала аварийного гидропитания;

‒ команды уборки/выпуска.

Кроме того, эти сигналы подлежат записи бортовым регистратором.

АВТ взаимодействует с системой электроснабжения самолета как источник электропитания переменного тока 115/200 В 400 Гц и потребитель электропитания для приводов выпуска АВТ в поток, с гидросистемой — как источник аварийного гидропитания, а при условии уборки от гидросистемы — и как потребитель гидропитания.

Для современных самолетов характерна организация взаимодействия систем не непосредственно, а через систему управления общебортовым оборудованием (СУОСО) и интегрированную систему сбора, контроля, обработки и регистрации (ИССКОР). В связи с переходом бортового авиационного оборудования на цифровые линии связи и интегрированную модульную авионику целесообразным представляется рассмотреть взаимодействие с системами самолета по цифровому интерфейсу ARINC-429.

Для целей обеспечения технического обслуживания и контроля работоспособности система АВТ должна взаимодействовать с бортовой системой технического обслуживания (БСТО) в соответствии с требованиями ARINC-624–1.

В соответствии с ARINC-624–1 должны быть реализованы:

‒ сообщения об отказах в блоках/модулях, входящих в состав системы;

‒ сообщения об отказах во внутренних линиях связи (с модулями/ блоками входящими в состав системы);

‒ сообщения об отказах в линиях связи с бортовыми системами;

‒ сообщения об утрате функции в системе из-за отказа во взаимодействующей системе или получения от неё недостоверных данных;

‒ сообщения, передаваемые в систему предупреждения экипажа;

‒ сервисные сообщения (в случае необходимости реализации программ диагностики);

‒ сообщения, транслируемые в БСТО из энергонезависимой памяти.

Информация об отказах должна сохраняться в энергонезависимой памяти системы по последним 256 отказам в соответствии с требованиями ARINC 624.

Для взаимодействия с БСТО в системе должен быть реализован встроенный контроль по ARINC-604, обеспечивающий:

‒ контроль при подаче питания;

‒ непрерывный контроль (мониторинг);

‒ инициированный контроль при проведении работ по техническому обслуживанию.

К общесистемным требованиям также относятся регламентируемые международными стандартами и влияющие на процессы планирования, управления требованиями, верификации и валидации, управления техническими рисками требования:

‒ надежности,

‒ отказобезопасности,

‒ долговечности,

‒ ремонтопригодности,

‒ эксплуатационной технологичности,

‒ транспортабельности,

‒ стандартизации и унификации,

‒ каталогизации,

‒ интегрированной логистической поддержки жизненного цикла,

‒ контролепригодности.

При использовании международных стандартов следует учитывать, что в настоящее время в рамках государственной «Программы стандартизации в авиационной промышленности на 2016–2020 годы» проводится работа по внедрению международных стандартов в российской системе стандартов ГОСТ Р и СТО САП.

Таким образом, при разработке и интеграции системы гибридной аварийной воздушной турбины гражданского пассажирского самолета с точки зрения системной инженерии необходимо:

‒ учитывать ключевую роль процессов управления требованиями и интерфейсами при разработке;

‒ учитывать влияние изменяющихся требований международных и отечественных стандартов как на технические характеристики, так и организацию процессов,

‒ выполнять синтез структуры (архитектуры) системы аварийной гибридной ветровой турбины гражданского пассажирского самолета, исходя из функциональных и нормативных требований к аварийному электрическому и гидравлическому питанию, взаимодействия с бортовыми системами и экипажем самолета;

‒ разрабатывать компоновку системы, исходя из выбора наилучшего состава технических решений в архитектуре и составе компонентов, обеспечивающую заданные требования и совместимость элементов системы друг с другом и взаимодействующими системами самолета.

‒ выполнять интеграцию системы в состав самолета, учитывая нормативные и перспективные требования к механическим, электрическим и гидравлическим интерфейсам, верификации и валидации системы в составе самолета.

Литература:

1. Final Investigation Report 22 / ACCID / 2001 // Aviation safety network. URL: http://asndata.aviation-safety.net/reports/2001/20010824–1_A332_C-GITS.pdf (дата обращения: 6.11.2017).
2. GZ. 85.007/0001-FUS/2006. lugunfall mit dem Motorflugzeug Type Airbus A310 am 12. Juli 2000 am Flughafen Wien-Schwechat, Niederösterreich // Skybrary. URL: https://www.skybrary.aero/bookshelf/books/1712.pdf (дата обращения: 6.11.2017).
3. NTSB/AAR-10/03 PB2010–910403. Loss of Thrust in Both Engines After Encountering a Flock of Birds and Subsequent Ditching on the Hudson River US Airways Flight 1549 Airbus A320 ‐ 214, N106US Weehawken, New Jersey January 15, 2009 // Skybrary. URL: https://www.skybrary.aero/bookshelf/books/1205.pdf (дата обращения: 6.11.2017).
4. RU2532318C1. Устройство перевода в рабочее положение ветродвигателя самолета / Тетерин В. Д., Горохов В. Б., Смирнов А. А., Куваев В. В.
5. RU2402463C2. Аварийный источник энергоснабжения для воздушного судна, снабженный турбиной с приводом от набегающего потока воздуха и преобразователем энергии / Хунтеманн У.
6. RU1658546A1. Устройство для выпуска аварийной гидронасосной установки летательного аппарата / Ратнер А. А.
7. US9327840B2. Ram air turbine with a speed engaged clutch / Magdy A. Kandil David Everett Russ Stephen George Mican, 2016.
8. US8931734B2. Ram air turbine release cable assembly / David Everett Russ Kanthi Gnanam Kannan, 2012.
9. US5685694A. Air driven turbine having a blade pitch changing mechanism including overspeed protection. Teddy L. Jones Jon B. Althof
10. US8641379 B2. Hybrid ram air turbine / David Everett Russ, Michael E. Larson, JR, 2010.
11. US7416392 B2. Stow abort mechanism for a ram air turbine / David E. Russ, 2008.
12. US7197870B2. Pressure/flow sensing stall recovery for a ram air turbine / David G. Bannon, 2007.
13. US 9132922 B2. Ram air turbine / John F. Justak, 2015.
14. US 20110033280 A1. Hybrid ram air turbine with inlet guide vanes / John F. Justak, 2011.
15. US 20160090189 A1. Emergency Power Supply System, Aircraft Having Such An Emergency Power Supply System And A Method For Providing At Least Electric Power And Hydraulic Power In Case Of An Emergency In An Aircraft / Joerg WANGEMANN, Hauke-Peer Leudders, Sijmen Zandstra, Peer Drechsel, 2016.
16. EP2985472 A3. Stow lock pawl for a rat actuator / David G BANNON, 2016.
17. US9399522 B2. Ram air turbine actuator / David G BANNON, 2016.
18. US 20130330121 A1. Electromechanical actuator and latch assembly for ram air turbine / Sasscer Gary, Schweighart Richard, 2013.
19. US2013327207. Electromechanical actuator damping arrangement for ram air turbine / Sasscer Gary, Schweighart Richard, 2013.
20. Tooley, M. Aircraft Electrical and Electronic Systems / M. Tooley, D. Wyatt. — Elsevier, 2009.
21. Moir, I. Civil Avionics Systems. Second Edition/ Ian Moir,Allan Seabridge,Malcolm Jukes. — Wiley, 2013.
22. Khurana, K. C. Aviation Management: Global Perspectives / K. C. Khurana. — New Delhi, Global India Publications, 2009.
23. System Architecture // SEBok. URL: http://sebokwiki.org/wiki/System_Architecture (дата обращения: 6.11.2017).
24. Клочков В. В. Современная организация создания авиатехники: монография / В. В. Клочков, В. Ю. Николенко. — М.: ФГБОУ ВПО МГУЛ, 2013.-348 стр.
25. В. Ю. Николенко. Базовый курс системной инженерии: учебное пособие / В. Ю. Николенко. — М.: МФТИ, 2016. — 290 с.
26. Безруких П. П. Ветроэнергетика (Справочное и методическое пособие) / М.:– ИД «Энергия», 2010. — 320 с.
27. Wei Tong. Wind Power Generation and Wind Turbine Design / Wei Tong, — Witpress, Southhampton, Boston.