Проблемы безопасности полетов возникли с момента первого полета на воздушном судне, именно с этого момента возникли различные теории обеспечения безопасности полетов. Следует отметить, что несмотря на то, что полное недопущение авиационных происшествий является крайне желательным, добиться 100% уровня безопасности практически невозможно. Несмотря на все предпринимаемые усилия по предотвращению отклонений и ошибок, они все же будут происходить, так как любая искусственно созданная система, особенно связанная с человеческой деятельностью, не может считаться безопасной, т.е. свободной от риска. Хотя авиакомпании и авиастроительные концерны совершенствуют системы безопасности, список авиакатастроф ежегодно пополняется новыми происшествиями. Статистика (рис. 1) состояния безопасности полётов в уральском МТУ Росавиации в первом полугодии 2020 показывает, что распределение основных причин авиационных событий, происшедших в 2020 году, представленный на рисунке 1, свидетельствует об увеличении на 40% числа событий, связанных с отказами авиационной техники. Результат анализа показывает весьма неутешительные цифры и требует дальнейших работ в данном направлении [6].
Рис. 1. Статистика происшествий
Как можно видеть, отказ в работе техники является достаточно распространённой причиной, хоть перед взлётом самолет и проходит технический осмотр и подготовку. Надёжность функциональных систем воздушного судна и его силовой установки, оказывает непосредственное влияние на безопасность полёта.
Отказы, возникающие в полёте, создают угрозу безопасности его выполнения, а неисправности, выявленные на земле, удлиняют сроки приведения ВС в исправное состояние и могут оказать косвенное влияние на БП, которое заключается в том, что инженерно-технический персонал, устраняя неисправности, может допустить ошибки, следствием которых являются отказы в полёте. К таким ошибкам могут приводить недостаточные эксплуатационная технологичность, контроле- и ремонтопригодность, в совокупности характеризующие степень эксплуатационного совершенства ВС. Ошибки инженерно-технического состава могут вызвать отказы техники или привести к ошибкам экипажа в полёте. К числу этих характеристик относятся характеристики устойчивости и управляемости, характеристики систем отображения информации, степень автоматизации управления самолётом – т. е. те характеристики, которые определяют качество контакта (интерфейса связи) между экипажем и ВС при реализации в полёте управляющей деятельности экипажа. Управление ВС представляет собой органическое единство восприятия и анализа поступающей информации о параметрах полёта и состоянии объекта управления, принятия решения и управляющих действий, направленных на его реализацию [5].
Одной из важнейших конструкций лайнера, отвечающей за управление самолётом является оперение, его эффективность в значительной степени зависит от расположения на самолете. Желательно, чтобы на всех режимах полета оперение не попадало бы в зону потока, заторможенного крылом, гондолами двигателей, фюзеляжем или другими частями самолета. Большое влияние на эффективность оперения оказывает и взаимное расположение его частей ВО и ГО.
Стабилизатор – часть конструкции хвостового оперения самолёта, в зависимости от конфигурации, может располагаться как на задней, так и на передней части летательного аппарата и иметь различные формы. Представляет собой аэродинамическую поверхность, предназначенную для обеспечения продольной устойчивости и управляемости ЛА. Эта задача решается образованием на поверхности переменных по величине и направлению аэродинамических сил, необходимых для обеспечения заданных режимов полёта.
Хвостовое оперение состоит из неподвижного или переставного (с изменяемым в полёте углом установки) стабилизатором с рулями высоты. Такая схема характерна для большинства современных самолётов с дозвуковой скоростью полёта [1].
Так в самолёте ТУ-204-300 используется стабилизатор, способный изменять угол установки в полёте с помощью приводов управления и закреплённый в хвостовой части фюзеляжа посредством приводов управления и узлов навески стабилизатора (рис. 2).
Рис. 2. Стабилизатор самолёта ТУ-204-300
Его управление происходит за счёт комплекса механического, гидромеханического, электрогидравлического, электромеханического и электрического оборудования, для более высокой надёжности, включающего в себя три независимые системы управления.
Отклонение стабилизатора осуществляется приводом стабилизатора, состоящим из трех одноканальных гидромеханических необратимых рулевых приводов поступательного действия, двухканального электрического привода автоматической балансировки и механической проводки, связывающей рулевые приводы с механизмом балансировки [2].
Функции
Горизонтальный стабилизатор используется для поддержания продольного баланса или дифферента самолета: он оказывает вертикальное усилие на таком расстоянии, что сумма моментов тангажа относительно центра тяжести равна нулю. Вертикальная сила, прилагаемая стабилизатором, изменяется в зависимости от условий полета, в частности, в зависимости от коэффициента подъемной силы самолета и отклонения закрылков, которые влияют на положение центра давления, а также положением центра тяжести самолета (который изменяется в зависимости от загрузки самолета и расхода топлива). Трансзвуковой полет предъявляет особые требования к горизонтальным стабилизаторам; когда местная скорость воздуха над крылом достигает скорости звука, происходит внезапное движение за центром давления.
Другая роль горизонтального стабилизатора – обеспечивать продольную статическую устойчивость. Устойчивость можно определить только тогда, когда автомобиль находится в балансировке; это относится к тенденции воздушного судна вернуться в сбалансированное состояние, если оно нарушено. Это поддерживает постоянное положение самолета с неизменным углом тангажа по отношению к воздушному потоку без активного участия пилота. Для обеспечения статической устойчивости самолета с обычным крылом необходимо, чтобы центр тяжести самолета находился впереди центра давления, поэтому стабилизатор, расположенный в задней части самолета, будет создавать подъемную силу в направлении вниз.
Таким образом стабилизатор хвостового управления является важной частью для безопасного полёта летательного аппарата и его отказ приводит к непоправимым последствиям. Так, согласно Министерству транспорта Российской Федерации, катастрофа 2004 года самолета Ил-86 КА-86060 могла быть обусловлена или отказом в электрической части системы управления стабилизатором, приведшим к обратной реакции на управляющее воздействие при управлении стабилизатором от основной системы, или неадекватными действиями одного из пилотов, выразившимися в нажатии и удержании в положении «на кабрирование» переключателей основного управления стабилизатором.
Скоротечность развития аварийной ситуации не позволила экипажу своевременно распознать и принять необходимые меры по изменению положения стабилизатора [3].
Ещё одно происшествие произошло 09 сентября 2010 года после взлёта в аэропорту Челябинск произошёл серьёзный инцидент с самолётом ЯК-42Д RA-42385 ОФО «ИЖАВИА». В ходе расследования было установлено, что после выполнения работ по периодическому ТО самолёта был неправильно установлен переключатель основного управления стабилизатора на штурвале командира ВС, в результате этого, при выполнении взлёта, действия командира ВС по балансировке самолёта нажатием на переключатель основного управления в направлении «пикирование» приводили к перекладке стабилизатора на кабрирование, вплоть до предельного значения минус 12 град. При попытке экипажа самолёта справиться со сложившейся ситуацией самолёт выходил на закритические углы атаки, тангаж и кабрирование увеличивался до 40 градусов, скорость падала до 86 км/час, крен достигал 84 град. Командир ВС перешел на управление стабилизатором от резервной системы, восстановил управляемость самолётом и произвёл благополучную посадку в аэропорту Челябинск [4].
Приведённые примеры наглядно показывают важность надлежащей работы такой части конструкции самолёта, как стабилизатор, а также необходимость повышения его надёжности и усовершенствования для безопасности полётов.
.png&w=640&q=75)
