Boeing Russia, прошу пардону, только сейчас заметил пост, перелистывая ветку.
Если еще не утратилась актуальность - то похоже Mature shop visit rate это про комплектующие изделия, тогда можно предложить что-то вроде: "Установившаяся частота съёма с борта для ТО (ремонта) в лаборатории (цеху, на заводе)"

...Выписка из ФАП ИАО ... кому интересно прочитайте...

34. Авиационной технике устанавливаются следующие назначенные показатели долговечности:
назначенный ресурс до первого ремонта;
назначенный межремонтный ресурс;
назначенный ресурс до списания (полный);
назначенный срок службы до первого ремонта;
назначенный межремонтный срок службы;
назначенный срок службы до списания (полный).
Назначенный ресурс (срок службы) до первого ремонта - установленная в нормативной документации суммарная наработка (календарная продолжительность эксплуатации) от ввода образца АТ в эксплуатацию до его направления в первый ремонт независимо от технического состояния.
Назначенный межремонтный ресурс (срок службы) - установленная в нормативной документации суммарная наработка (календарная продолжительность эксплуатации) от окончания ремонта образца АТ до направления его в очередной ремонт независимо от технического состояния.
Назначенный ресурс (срок службы) до списания (полный) - установленная в нормативной документации суммарная наработка (календарная продолжительность эксплуатации) от ввода образца АТ в эксплуатацию до окончательного снятия его с эксплуатации независимо от технического состояния.
Началом отсчета назначенного ресурса (срока службы) до списания и назначенного ресурса (срока службы) до первого ремонта ВС, а также комплектующих изделий является дата приема ВС представителем заказчика на заводе-изготовителе, записанная в формуляре, а назначенного межремонтного ресурса – дата записи в формуляре ВС об окончании ремонта начальником АРЗ.
Гарантийный ресурс (срок службы) - наработка (календарная продолжительность эксплуатации), в течение которой завод-изготовитель или АРЗ гарантирует и обеспечивает выполнение установленных требований к АТ при условии соблюдения в воинских частях правил эксплуатации, хранения и транспортирования.
Назначенные ресурсы (сроки службы) АТ устанавливаются в руководстве по технической эксплуатации, формуляре, паспорте, бюллетенями промышленности, введенными в действие начальником вооружения - заместителем Главнокомандующего ВВС по вооружению, а также указаниями начальника вооружения - заместителя Главнокомандующего ВВС по вооружению.
Если АТ эксплуатируется только в одном виде Вооруженных Сил или федеральном органе исполнительной власти и организации, в ведении которых имеется государственная авиация, то назначенные ресурсы (сроки службы) могут устанавливаться старшими должностными лицами ИАС данного вида Вооруженных Сил, федерального органа исполнительной власти и организации, в ведении которых имеется государственная авиация.
35. Средний остаток назначенного полного (межремонтного) ресурса всех ВС и авиационных двигателей в авиационной части должен быть не менее 10%. Выработка ресурса должна быть ступенчатой.
36. Комплектующие изделия, ресурс (срок службы) которым не установлен в бюллетене (указании начальника вооружения) о ресурсе ВС или авиационного двигателя, эксплуатируется в пределах ресурса (срока службы) того типа ВС или двигателя, на котором они установлены.
37. В расход ресурса самолета засчитывается 100% работы в воздухе, вертолета-100% работы в воздухе и 20% работы несущей системы на земле.
В расход ресурса двигателей и воздушных винтов засчитывается 100% их работы в воздухе и 20% работы на земле.
В расход ресурса самолета и двигателя беспилотного аппарата засчитывается 100% работы в воздухе и на земле.
38. Для аппаратуры и агрегатов, ресурс которым установлен в часах, наработка учитывается по налету ВС или по показаниям счетчика наработки, если он установлен.

http://www.avia.ru/news/?id=12 ...
"...г-н Чернышев отметил, что уровень безопасности полетов SSJ-100 один из самых высоких. Это достигается более надежной конструкцией планера. Заложенный ресурс по планеру самолета составляет 80000 летных часов. ..."

Кто скажет, зачем такой ресурс региональному самолету?

Очевидно, что 80 000 часов - это по допускаемым повреждениям. Как вы понимаете, эта цифра сейчас ничем не обоснована (с инженерной точки зрения). Максимум они могли назначить уровни рабочих напряжений, которые по их расчетам дают эту цифру. Уверен, коррозию в расчет не принимали. Испытаний нет.

Почему такая большая цифра - я думаю, ПиаР. Граждане слыхали, что западные самолеты вышли на уровень 60 - 70 тыс. часов, у нас должно быть больше. Легче наклонять авиакомпании. О реальном ресурсе мало кто заботиться - главное всучить самолет, а там -хоть потоп. Даже, если проблемы начнуться после 30 000 часов - это будут проблемы авиакомпаний. Нынешние руководители проекта будут уже на других должностях или вообще на пенсии.

...Почему такая большая цифра - я думаю, ПиаР. Граждане слыхали, что западные самолеты вышли на уровень 60 - 70 тыс. часов, у нас должно быть больше. Легче наклонять авиакомпании. О реальном ресурсе мало кто заботиться ...

Как то Вы уж совсем плохо про ГСС, все же конструкторы, какие ни на есть :-)
Ведь под названный ресурс кроме испытаний, надо еще и заложить "мясо" в конструкцию планера, это уже должно быть сделано и это масса, возможно вредная для такого класса самолета. Ну и испытания, да, это еще затраты.
В общем не очень понятно как они там решали принципиально по проектному ресурсу. С цаговцами я общался, они как-то внятно не отвечали на вопрос зачем региональнику, да еще и ориентированному на мировой рынок, такой большой ресурс (там парки чаще обновляют, лет 6-10 полетает и привет - в Африку или СНГ)

Ученый:

А в Африке и СНГ без ресурса можнА? ;-)

Для них и заявляют...

Так я и говорю - большой ресурс в "европах" не очень актуален, все равно меняют парк. Он может понадобиться для "второй жизни" самолетки, но при этом цена нового существенно возрастает (плата за ресурс, в том числе)

"Ученый: Как то Вы уж совсем плохо про ГСС, все же конструкторы, какие ни на есть :-)"

Это я в исключительно манагеров имею в виду. Конструкторы-то, я не сомневаюсь, - нормальные, с советским образованием. Но кто их учил на заданный ресурс проектировать? Сколько самолетов с ресурсом в 30 000 часов в Сухом сделали? Мясо, это конечно, хорошо (я думаю даже, что они уровень 1-же (nу =1) где-то кг/кв. мм 10 - 12 заложили, не больше. И это максимум, что они могли сделать, по моему мнению. Но для долгой жизни этого мало, ресурс садят концентраторы напряжений и коррозия.

И мы даже не знаем, что там за материалы, какие толщины и т.п.

А держит ресурс при допускаемых повреждениях развитая и дорогая дефектоскопия. Но это будут проблемы авиакомпаний. Кстати, если они, авиакомпании, Эрбасы-Боинги обслуживают, то база должна быть.

80000 часов - это, по-моему, нереально для ССЖ. В принципе, большой ресурс никогда не помешает - на вторичном рынке цена выше будет, значит замену флота можно произвести с меньшими затратами. Но опять же у Сухих никаких дополнительных затрат в достижение этого ресурса не будет - только минимум, чтобы завершить усталостные испытания до 160 тыс. часов), напишут какие-нибудь бумаги по треснувшим местам и будут годами доводить. Им главное сейчас всучить самолеты Аэрофлоту. Опять же первые самолеты пойдут с ограничением ресурса по наработке в усталостных испытаниях. Так что вместо цифры 80 000 ГСС вполне могли назвать и 800 000 часов - ответственности за эти цифры в обозримом будущем никто нести не будет. Кстати, автомобильные компании подобный трюк применяют - цифры в 160 тыс. км гарантии на американское дерьмо типа Крайслера или Шевролета уже не редкость.

Прочнист
...А держит ресурс при допускаемых повреждениях развитая и дорогая дефектоскопия. Но это будут проблемы авиакомпаний. Кстати, если они, авиакомпании, Эрбасы-Боинги обслуживают, то база должна быть....

Вот это интересный тезис. Поскольку я "не из ваших" :-), поясните, плз, можно ли это понимать так, что при определенных заложенных конструктивных решениях планера (типы материалов, "толщина мяса", крепежи, уровни напряжений...) в принципе можно радикально не меняя конструкции (грубо говоря, только контролем и местными ремонтами при повреждениях) получить и 30000 и 80000 ч?

"Ученый: можно ли это понимать так, что при определенных заложенных конструктивных решениях планера (типы материалов, "толщина мяса", крепежи, уровни напряжений...) в принципе можно радикально не меняя конструкции (грубо говоря, только контролем и местными ремонтами при повреждениях) получить и 30000 и 80000 ч?"

Ну, вы задаете вопросики...

Я бы ответил так, что в принципе, примерно, да. При грамотном отслеживании выработки ресурса, хорошем планировании флота, хорошем знании слабых мест конструкции и достаточно частых инспекциях с чувствительными методами обнаружения трещин порядка 1 мм можно самолет, который бы списали по экономике при 30 тыс. часов, продержать в эксплуатации где-то до 45-50 тыс. (без летных ограничений). Правда, пару программ по продлению ресурса по ходу надо все же провести. Но это я говорю по опыту военно-транспортных машин, которые хотя бы частично летают по тактическим профилям. Там выработка ресурса идет очень быстро. Для пассажирских самолетов "суровость эксплуатации" значительно меньше, соответственно цифры налета можно смело увеличивать вдвое. Но соотношение 30 тыс. при "среднем" обслуживании против 80 тыс. при "супер-специальном" - наверное, недостижимо. От усталости металла не уйти. Поэтому с годами конструкция все-таки меняется - толстеет, улучшаются материалы, крепеж и т.п.

30 тыс. я упомянул в том смысле, что для пассажирских машин - это давно пройденный этап. Я думаю, что реальный срок службы первых ССЖ - где-то 40 - 50 тыс. часов при грамотном обслуживании. 80 и даже 100 тыс. часов сейчас не редкость - но на модернизированных самолетах с приличной историей. Я не думаю, что конструктора ГСС дорасли до такого уровня. Тут нужен опыт.

Спасибо, Прочнист. То есть Вы все же более осторожно оценили перспективы радикального продления ресурса за счет программы осмотров и ремонтов. Опять же грубо - еще один ресурс. Но это примерно так и есть по опыту традиционных клепаных конструкций. Что там будет с большими композитными агрегатами пока, похоже, толком никто не знает...
По ССЖ на соседней ветке уже назвали цифру 70000 как расчетную. Но это тоже много, по моему (в смысле экономически неоправдано).
А вот еще вопрос, как-то мне цаговцы объясняли, что есть некая разная физика в статике и ресурсе. И если мы захотим заведомо снизить ресурс конструкции для получения выигрыша в массе, то "упремся" в проблему статической прочности, для которой этот самый вес (материал) все равно придется закладывать в конструкцию. Это так, или я что-то в вашей прочнистской "кухне" не так понял?

Ученому.

Ну, по композитам, точнее, углеволоконным композитам кое-какой опыт применения в основных силовых элементах уже есть. И с точки зрения усталости - опыт хороший, усталостных проблем в чистом виде практически нет. Есть серьезные эксплуатационные проблемы типа попадания внутрь влаги и последующего расслоения. Катастрофы из-за разрушения килей Ан-124 и Эрбаса подверждают высокую хрупкость таких материалов. Но, похоже, назад пути уже нет. Алюминевые сплавы потихоньку вытесняются композитами.

60 - 70 тыс. часов ресурса - это всего 20 лет эксплуатации для пассажирского лайнера, это не так много. Посмотрите на возраст самолетов в американских ВВС по классическим типам, не стелсам - 50-летние самолеты - не редкость.
При этом сама цифра 70 тыс. определяется экономикой, т.е. это момент, до которого стоимость простоя и ремонтов еще не перевешивают доходов у гражданских или позволяют поддерживать процент готовности и быть в пределах бюджета у военных ( но там, естественно, цифры в два раза меньше). По собственному опыту несколько лет назад поставили на прикол один транспортник, 45 тыс. часов налета, усталость в полном расцвете, но потенциал по ремонтам еще далеко не исчерпан. Если бы сказали, что надо летать - вполне бы тыс. 8 - 10 часов еще бы выжали. Но министерство решило не тратить деньги. Официально самолет не списан, но неофициально заявлено, что летать больше не будет.

По поводу вашего вопроса. Цагисты (18-е отделение?), конечно, специалисты в усталости, и они совершенно правы статическая прочность и усталость - это разные физические процессы и зависят от разных параметров.
Насчет выигрыша в массе - это вы, наверное, таки чуть спутали. Масса самолета определяется пока еще статической прочностью - проектирование самолета и расчет деталей все таки пока ведется по нормам летной годности, а там нормируется статическая прочность.
На усталость конструкция не рассчитывается, а проверяется. Посчитать на усталость можно, но нужен спектр эксплуатационных нагрузок. В принципе, его можно рассчитать на этапе эскизного проектирования, но это будет плюс-минус лапоть, обычно спектр уточняют на летных испытаниях, т.е. когда конструкция уже практически создана. Плюс всякие колебания -динамика. Тут без реальной конструкции никак.

Поэтому, я думаю, что речь была об уменьшении массы за счет сведения коэффициентов избытка прочности деталей в ноль, т.е. обеспечении 100% (ну, там, 101 - 102%) статической прочности. Это формально допустимый и теоретически правильный путь, но по опыту ведет к низкому ресурсу по усталости.

Но в принципе, вам могли сказать и так, как вы излагаете. Но это означает, что самолет проектировался по условиям заданного ресурса. Опять же, на практике такой момент есть, поскольку те же туполевцы или ильюшинцы (ну, и цагисты, вестимо) уже в 80-х годах знали, что в основных элементах крыла надо держать уровень напряжений меньше, чем получается по расчету статической прочности, иначе ресурс не вытянуть. Но это применительно только к некоторым деталям. Самолет неизбежно проектируется по условиям статической прочности (см. нормы летной годности). Но кто знает, может за охо-хо сколько лет я не был в ЦАГИ, они там разработали новые методики и внедрили их в практику КБ. Но я лично сомневаюсь. А может они говорили за Эрбас или, там, Боинг - тут я не вполне осведомлен. Но те ребята, несомненно, более продвинутые.

Спасибо, Прочнист! Очень познавательно.
Но я бы "зацепился" за два Ваших тезиса:
"уменьшении массы за счет сведения коэффициентов избытка прочности деталей в ноль, т.е. обеспечении 100% (ну, там, 101 - 102%) статической прочности. Это формально допустимый и теоретически правильный путь, но по опыту ведет к низкому ресурсу по усталости"

Это примерно то, что я подразумевал - путь снижения массы конструкции за счет ресурса

"60 - 70 тыс. часов ресурса - это всего 20 лет эксплуатации для пассажирского лайнера, это не так много. Посмотрите на возраст самолетов в американских ВВС по классическим типам, не стелсам - 50-летние самолеты - не редкость"

20 лет эксплуатации для гражданского самолета это не так мало. Нормальная а/компания его больше 8-10 лет держать не будет. Остается только вопрос ресэйла, но он может решаться через выкуп назад поставщиком (для ремонта и перепродажи или утилизации, например).
У военных совсем другая ситуация. Хороший планер это действительно надежная и дешевая платформа для модернизаций под новые задачи и оборудование. Потому там и живут самолетки по полвека и более. Для граждан такая стратегия рискованная, поскольку они работают на грани убыточности и им опасно связываться с модернизациями (можно и погореть на реанимации старого железа). Впрочем я не силен в экономике, больше по принципу "Чем старое носить, лучше новое купить" :-)) (с) Т. Шарп

Уважаемые специалисты! Подскажите документ в котором точно бы давалось определение даты изготовления воздушного судна. Вопрос в том, можно ли считать датой изготовления день окончания сборки (то есть еще до проведения приемо-сдаточных испытаний).

Hornet:


Это стандарты. Нельзя считать дату сборки датой изготовления. Дата изготовления - дата подтверждения готовности к эксплуатации.

И я так же думал 25 лет, как нахожусь в авиации. Но когда меня попросили (попросил директор предприятия-изготовителя)показать документ, в котором это сказано - я не смог ничего показать! Я помню вроде в НИАС-78 было определение, но я его нигде не могу найти.

Hornet:

ГОСТ 25866 "Ввод изделия в эксплуатацию - событие, фиксирующее готовность изделия к использованию по назначению и документально оформленное в установленном порядке.

Примечание. Для специальных видов техники к вводу в эксплуатацию дополнительно относят подготовительные работы, контроль, приёмку и закрепление изделия за эксплуатирующим подразделением.

Зайди на родственный форум, там разрешались эти проблемы.

2 Прочнист:

Практически все так; как ты и сказал. Позволю себе лишь пару уточнений. Разрушение композитного киля - это Ан-70 и там было столкновение, а не Ан-124. У Ан-124 было разрушение обтекателя РЛС после столкновения с птицей.

Ну и на усталость таки конструкция считается равно как и на статику. Другое дело, что в 95% случаев для образмеривания деталей критическими будут статические ultimate loads. Но иногда случается (прямо вот сейчас у меня на рабочем столе), что и усталость требует снижения напряжений для обеспечения ресурса.

Расчеты на усталость, конечно, в основном консервативные, без ФЕМа, по С-Н кривым. И да прибудет с нами Петерсон! :) Из ФЕМа могут браться напряжения и нагрузки на отдельные подузлы конструкции.

К сожалению в этом ГОСТЕ ничего не сказано о дате изготовления. Проблема в том, что обычно в формулярах в свидетельстве о приемке делается такая запись: Самолет _____ №____ изготовлен (тут директор утверждает, что это констатация окончания сборки)и принят (а вот здесь типа приемо-сдаточные испытания)в соответствии с .... и признан годным для эксплуатации. Далее стоят подписи и одинаковые даты. На мои утверждения, что это и есть дата ИЗГОТОВЛЕНИЯ, директор заявляет, что это дата окончательной приемки, а мол изготовлен он был раньше. Формально он прав, но такой термин нигде не употребяется. Когда речь заходит о регистрации ВС, получении ЛГ и т.д. то везде только "Дата изготовления". Как же ему доказать, что дата изготовления и дата окончательной приемки - одно и то же?!!!

Рlivet:

К сожалению в этом ГОСТЕ ничего не сказано о дате изготовления. Проблема в том, что обычно в формулярах в свидетельстве о приемке делается такая запись: Самолет _____ №____ изготовлен (тут директор утверждает, что это констатация окончания сборки)и принят (а вот здесь типа приемо-сдаточные испытания)в соответствии с .... и признан годным для эксплуатации. Далее стоят подписи и одинаковые даты. На мои утверждения, что это и есть дата ИЗГОТОВЛЕНИЯ, директор заявляет, что это дата окончательной приемки, а мол изготовлен он был раньше. Формально он прав, но такой термин нигде не употребяется. Когда речь заходит о регистрации ВС, получении ЛГ и т.д. то везде только "Дата изготовления". Как же ему доказать, что дата изготовления и дата окончательной приемки - одно и то же?!!!
Помогите!!!

Рlivet:

Да, и что это за родственный форум?

авиафорум.ру

Только рекламировать низззззяяяяя!

Hornet:

...Когда речь заходит о регистрации ВС, получении ЛГ и т.д. то везде только "Дата изготовления". Как же ему доказать, что дата изготовления и дата окончательной приемки - одно и то же?!!!

Думаю это надуманная проблема. Эта "дата изготовления" явно калька с "date of manufacturing", которая фактически является датой оформления свидетельства о приемке или точнее декларации о соответствии нормам (ТУ) - statment of conformity (в ЕС это форма 52 EASA). То есть искать разницу между датами изготовления и приемки может только очень пытливый (до извращения :-)) ум.

"Guevara: Позволю себе лишь пару уточнений. Разрушение композитного киля - это Ан-70 и там было столкновение, а не Ан-124. У Ан-124 было разрушение обтекателя РЛС после столкновения с птицей."

Хорошо, что ты подошел, Гевара!

Да, конечно, это я описался! Я имел в виду именно хрупкое разрушение киля Ан-70, в результате чего разрушения приобрели не локальный (как было бы в случае металлического киля), а глобальный характер.

"Guevara: Ну и на усталость таки конструкция считается равно как и на статику. Другое дело, что в 95% случаев для образмеривания деталей критическими будут статические ultimate loads. Но иногда случается (прямо вот сейчас у меня на рабочем столе), что и усталость требует снижения напряжений для обеспечения ресурса."

Конечно считается! ФАР 25.571 надо выполнять! Но обычно после того как первое приближение сделано по статике. Поэтому я бы употребил слово "проверяется". И если размеров по статике не хватает, то их корректируют, или пытаются уменьшить концентрацию напряжений. Или еще что.
И в общем-то разговор был за Россию. Твой стол, я так понимаю, уже не в Киеве...
А на Западе, конечно, далеко ушли в этом плане.
Некоторые самолеты действительно, считаются на усталость довольно основательно, например Ф/А-18.

"Guevara: Расчеты на усталость, конечно, в основном консервативные, без ФЕМа, по С-Н кривым. И да прибудет с нами Петерсон! :) Из ФЕМа могут браться напряжения и нагрузки на отдельные подузлы конструкции."

Это ты в КБ усталость можешь без ФЕМа считать. А у нас в эксплуатации, если что выскочило, то тут без ФЕМ тяжело разобраться... Я имею в виду не только номинальные напряжения в детали, а именно локальную концентрацию в данном конкретном отверстии, плюс распределение усилий в крепеже... Э-эх...

Кстати, раз ты засветился, отвечай в пределах возможного: по каким С-Н кривым вы долговечность считате? я имею в виду для стандартного концентратора, гладкого материала или какие свои хитрые С-Н кривые используете? Нейбером пользуетесь?
И зачем вы вообще С-Н кривые используете, вы, ж я так понимаю, по ФАР/ЦС-25 работаете? ФАА долговечность не требует, ей Дамадж Толеранс подавай.

Как же ему доказать, что дата изготовления и дата окончательной приемки - одно и то же?!!!


Предложи поснимать до окончания срока службы все закрылки, стабилизатор, шпангоуты-нервюры, ибо и ини были сделаны до того, как поставили штампик в формуляр... И даже до того, как сделали самолёт!

Проблема с хрупкостью килей у аэробусов - миф. В ходе расследования тех АП было выяснено, что к разрушению РН (а затем и всего киля) привели неправильные действия пилотов. Они разболтали РН ногами, несколько раз дав ему полный цикл (вправо-влево). Такие предельные и интенсивные нагрузки не выдержит ни один киль, ни у какого типа ВС. В ходе расследования АП также были проверены кили остальных аэробусов - выяснили, что расчетные нагрузки они спокойно выдерживают.

"myth buster: Проблема с хрупкостью килей у аэробусов - миф."

Хрупкость углеволоконных композитов - миф? Увы, вы ошибаетесь, и фотографии хвостовой части того Эрбаса это подтверждают. Там остались только металлические узлы навески. Останков киля практически на самолете не было.

"myth buster: В ходе расследования тех АП было выяснено, что к разрушению РН (а затем и всего киля) привели неправильные действия пилотов. Они разболтали РН ногами, несколько раз дав ему полный цикл (вправо-влево). Такие предельные и интенсивные нагрузки не выдержит ни один киль, ни у какого типа ВС. В ходе расследования АП также были проверены кили остальных аэробусов - выяснили, что расчетные нагрузки они спокойно выдерживают."

Вы путаете прочность с хрупкостью (которая характеризуется величиной вязкости разрушения, испытывается на копровых машинах).
Прочность-то у них достаточная для статических нагрузок, а если нагрузка динамическая (очень редко, но бывает) - то разлетаются на мелкие кусочки не оставляя конструкции никаких шансов.
Металлы с их участком текучести просто деформируются, сбрасывая нагрузку. Может заклинить проводку управления, а может и не заклинить, шанс выжить есть.

Кстати, если пилоты смогли "раскачать" самолет, значит на Эрбасе таки ошиблись с эксплуатационными нагрузками в этом случае.

И тут дело не в специально в Эрбасах - у Ан-70 та же история.

Прочнист, стоп. Я говорю, что причины тех катастроф аэробусов с композитными килями - не в композитной конструкции, а в неправильных действиях пилотов. Я не говорю о том, что хрупкость углеволоконных композитов - миф.

Вот этот случай является самым показательным из катастроф аэробусов, вызванных разрушением киля, так?
http://www.ntsb.gov/publictn/2 ...

Читаем отчет. Страница 159 Выводы:

6. Flight 587’s vertical stabilizer performed in a manner that was consistent with its
design and certification. The vertical stabilizer fractured from the fuselage in
overstress, starting with the right rear lug while the vertical stabilizer was exposed to
aerodynamic loads that were about twice the certified limit load design envelope and
were more than the certified ultimate load design envelope - работа киля соответствовала характеристикам, заложенным в конструкторской и сертификационной документации.

5 (не по порядку, но в целях связности повествования) Flight 587’s cyclic rudder motions after the second wake turbulence encounter were the result of the first officer’s rudder pedal inputs. - циклические движения РН стали следствием управляющего воздействия 2П

7. The first officer had a tendency to overreact to wake turbulence by taking
unnecessary actions, including making excessive control inputs. - 2П слишком резко пытался парировать турбулентность спутного следа за счет управляющих воздействий на РН


Смотрим чуть ниже на Probable cause:

The National Transportation Safety Board determines that the probable cause of
this accident was the in-flight separation of the vertical stabilizer as a result of the loads beyond ultimate design that were created by the first officer’s unnecessary and excessive rudder pedal inputs. Contributing to these rudder pedal inputs were characteristics of the Airbus A300-600 rudder system design and elements of the American Airlines Advanced Aircraft Maneuvering Program.211 - разрушение киля стало следствием действия нагрузок, выходящих за предельные расчетные нагрузки, которые были созданы неотвечающими задаче и чрезмерными управляющими воздействиями 2П на РН. К числу сопутствующих факторов также относят недостатки системы управления РН на А300-600.

Недостатки этой системы заключались в следующем:
The Airbus A300-600 rudder control system couples a rudder travel limiter system
that increases in sensitivity with airspeed, which is characteristic of variable stop
designs, with the lightest pedal forces of all the transport-category aircraft evaluated
by the National Transportation Safety Board during this investigation.

Как видите, ни слова про композиты и их хрупкость как причину катастрофы.

"myth buster (интересно, Fox тут появится? Тоже, вроде прочнист): "

Да, и похоже, квалифицированный. Его мнение я бы тоже с интересом послушал.

"myth buster: Прочнист, стоп. Я не говорю о том, что хрупкость углеволоконных композитов - миф"

Тогда, как изволите понимать ваши слова, цитирую: "myth buster: Проблема с хрупкостью килей у аэробусов - миф."

Так миф или нет? Т.е. по-вашему если из хрупкого материала сделать деталь, то она перестанет быть хрупкой? Оригинально...

"myth buster: Я говорю, что причины тех катастроф аэробусов с композитными килями - не в композитной конструкции, а в неправильных действиях пилотов. "

Возможно. А возможно и нет. Ни доказать, ни опровергнуть этой гипотезы ни вы, ни я не можем. Мы можем только обменяться мнениями.

"myth buster: The National Transportation Safety Board determines that the probable cause of
this accident was the in-flight separation of the vertical stabilizer as a result of the loads beyond ultimate design that were created by the first officer’s unnecessary and excessive rudder pedal inputs...

Как видите, ни слова про композиты и их хрупкость как причину катастрофы."


Ну, привет! In-flight separation и есть полное разрушение из-за неадекватного материала. Уже простим им заниженные эксплуатационные нагрузки, которые-то всего в два раза были превышены. Будь киль из металла - оторвало бы РН, вырвало бы пары кусков обшивки, погнуло бы лонжероны киля. Но была бы все равно приличная площадь ВО - т.е. самолет бы сохранил поперечную устойчивость, кое-как бы сели. А так рывок - и только ошметки полетели.

Действия пилотов - это причина нерасчетных нагрузок на киль, т.е. причина инцидента. А вот тяжесть последствий - это из-за материала. Но это мое мнение. NTSB тоже свое мнение абсолютной истиной не считает. И это правильно.

Ученый, mature shop visit rate относится к двигателю, и в презентации, где я его видел, он перечислен в числе статей расходов на ТО. Т.е. это параметр экономический, правда единица измерения этого параметра - не сумма, а периодичность.

Hornet, здесь нет никакой проблемы. При получении в эксплуатации отенчественных ВС СЛГ признается только одна дата - это дата подписи в разделе 7 формуляра планера представителем заказчика. Оформление раздела7 по ГОСТ 27693-88 . Что касается определения "готовность изделия к эксплуатации", по ГОСТ 25866-83 это есть "ввод в эксплуатацию", событие должно быть "оформлено в установленном порядке". Там же - "Начало эксплуатации" - это "момент ввода изделия в эксплуатацию". Определение "оформлено в установленном порядке" означает, что итоговый документ о приемке подписан всеми уполномоченными должностными лицами, окончательной датой считается подпись лица, принимающего (имеющего право)окончательное решение. В данном случае -это представитель заказчика.

Кстати, хранение и транспортировка до первого полета это тоже эксплуатация, если готовность к эксплуатации оформлена.

xolodenko:
Ученый, mature shop visit rate относится к двигателю, и в презентации, где я его видел, он перечислен в числе статей расходов на ТО. Т.е. это параметр экономический...

Параметр то технический, но может использоваться и для экономических задач. А суть не меняется, двигатель ли, самолет ли

ОСТ Т1 02776-2001 - полная чушь!

Есть ли возможность посмотреть на ОСТ 1 02772-98, на которой ссылается ОСТ 1 02776-2001?

Читайте, Лена :-)
http://narod.ru/disk/139477860 ...

Если возможность посмотреть прошлогодний ОСТ?