Помощничек
Главная | Обратная связь


Археология
Архитектура
Астрономия
Аудит
Биология
Ботаника
Бухгалтерский учёт
Войное дело
Генетика
География
Геология
Дизайн
Искусство
История
Кино
Кулинария
Культура
Литература
Математика
Медицина
Металлургия
Мифология
Музыка
Психология
Религия
Спорт
Строительство
Техника
Транспорт
Туризм
Усадьба
Физика
Фотография
Химия
Экология
Электричество
Электроника
Энергетика

Параметры уровня развития техники



В левом нижнем углу рис. 9.1 нанесена дополнительная шкала, обозначенная «удельный импульс». Удельный импульс топлива, измеряемый в секундах, представляет число секунд, на протяжении которых 1 кг топлива может создать 1 кг тяги. Из рисунка видно, что между энергией топлива и его удельным импульсом существует однозначное соотношение, позволяющее достаточно просто охарактеризовать современный уровень развития ракетной техники. Ограничим наш интерес результатами, которые можно получить с помощью современных химических ракетных топлив, и исследуем более подробно нижнюю левую часть рис. 9.1. Для этого рассмотрим рис. 9.2, где интересующая нас техническая характеристика (скорость выключения двигателей), ракеты представлена в линейном масштабе на горизонтальной шкале.

На вертикальной шкале этого рисунка дано в логарифмическом масштабе отношение полного веса ракеты к ее полезной нагрузке. Рассмотрим сначала сплошную кривую слева, построенную для класса одноступенчатых ракет, спроектированных при равном уровне развития техники (удельный импульс топлива 240 сек). Такая величина удельного импульса свойственна современным ракетам, использующим углеводородное горючее и жидкий кислород в качестве окислителя. Эта кривая отражает диапазон компромиссных решений, возможных при данном уровне развития техники. По ней видно, что для повышения скорости выключения двигателей необходимо увеличивать размеры ракеты при данной полезной нагрузке и, наоборот, при постоянном начальном весе ракеты для увеличения скорости прекращения работы двигателей приходится уменьшать вес полезной нагрузки.

Следует отметить, что максимальная величина скорости выключения двигателей ракеты не может превысить 5,4 км/сек, т. е. предела, отмеченного вертикальной пунктирной линией. Эта величина характеризует скорость, которую не может превзойти любая одноступенчатая ракета при современном уровне развития техники (при удельном импульсе 240 сек), как ни велики были бы размеры ракеты и как бы не был мал вес полезной нагрузки.

Правда, это ограничение скорости также зависит от значения другого параметра развития техники - отношения веса топлива к весу двигательной установки (вес двигателя, топливных баков и топлива). Для простоты это отношение принято равным 0,9 для случаев, показанных на рис. 9.2. Вторая кривая на этом рисунке характеризует влияние на характеристики ракеты увеличения удельного импульса с 240 до 300 сек. Этот уровень развития техники производства топлив соответствует высококалорийным жидким топливам типа гидразин - горючее и фтор - окислитель. Кривые для топлива с удельным импульсом 300 и 240 сек имеют одинаковый характер. Однако переход на следующий уровень развития техники позволяет либо повысить предел скорости, либо уменьшить полный вес ракеты при постоянных полезной нагрузке и скорости выключения двигателей.

Интересно заметить также, что за счет совершенствования конструкции ракеты можно добиться такого же и даже большего улучшения ее характеристик, как и за счет успехов в развитии техники производства топлив. Эта возможность, также показанная на рис. 9.2, выражается в широко известной концепции многоступенчатых ракет. Эта концепция основана на признании того простейшего факта, что отбрасывание отработавшего оборудования, пустых топливных баков или ракетных двигателей позволяет уменьшить до минимума вес ракеты к моменту прекращения работы двигателей. Штрихпунктирная кривая па рис. 9.2 отражает преимущества перехода от одноступенчатых ракет к двухступенчатым. Следует заметить, что преимущества перехода к двухступенчатым ракетам увеличиваются по мере приближения скорости полета одноступенчатой ракеты к предельной. Предел скорости выключения двигателей двухступенчатой ракеты в нашем случае составляет 12,6 км/сек. Как показано на рис. 9.1, такой скорости достаточно для преодоления силы земного тяготения. Число ступеней можно увеличивать дальше, однако это ведет к чрезмерному усложнению конструкции ракеты. Нижняя кривая на рис. 9.2, соответствующая многоступенчатым ракетам, указывает на предельные характеристики, возможные при увеличении числа ступеней ракеты и уровне развития техники, характеризуемом удельным импульсом топлива, равным 300 сек.

Интересно отметить еще одну особенность рис. 9.2. На оси ординат дано отношение полного веса ракеты к ее полезной нагрузке. Это позволяет использовать приведенную серию кривых для определения полного веса ракеты, способной нести данный полезный вес. Прямая пропорциональность между полным весом ракеты и весом полезной нагрузки характерна для многих видов транспортных систем. Величина коэффициента пропорциональности (масштабного коэффициента) зависит от значений данной характеристики и уровня развития техники. В нашем примере это будет скорость выключения двигателей и величина удельного импульса. Этот же принцип справедлив для самолетов, автомашин, грузовых поездов, подводных лодок и надводных кораблей. Для этих транспортных систем кривые отношения полного веса к полезной нагрузке представляют собой линии, близкие к прямым, наклон которых зависит от рассматриваемой характеристики и уровня развития техники. Таким образом, понятие «линейный масштаб» часто используют для обозначения прямо пропорционального соотношения между двумя величинами. Общая полезность концепции масштабности, а также другие масштабные законы и их применение рассмотрены ниже.

Законы масштабности

Законы масштабности, так же как и закон прямой пропорциональности, показанные на рис. 9.2, используются в проектировании и анализе систем по трем причинам:

1) они упрощают понимание главных связей, как в материальных системах, так и в анализе сложных ситуаций, где исследователь должен учитывать много переменных. Там, где анализом установлено, что результаты исследования зависят от малого числа переменных, связь между ними обычно можно выразить в виде относительно простых масштабных законов;

2) там, где действуют масштабные законы, расчеты можно резко упростить и удешевить, так как расчета, выполненного однажды (рис. 9.2), может быть достаточно, чтобы охарактеризовать бесконечно большое количество ситуаций;

3) масштабные законы позволяют также применить информацию и опыт, накопленные в исследовании одной проблемы, для решения другой. На этом основана возможность использования аэродинамических труб для испытания самолетов на моделях или испытания ядерного оружия при уменьшенной мощности заряда, что дает очевидные экономические преимущества.

Покажем теперь на примере анализа проблемы связи между двумя космическими кораблями (рис. 9.3, а) некоторые простые следствия действия нелинейных масштабных законов. Предположим, что передатчик космического корабля имеет мощность Pt и круговую диаграмму излучения. Энергия передатчика распространяется в космическом пространстве во фронте сферической волны и часть ее достигает приемника другого корабля, находящегося на расстоянии r.

Если антенна приемного устройства космического корабля имеет эффективную площадь At то доля энергии принимаемого сигнала точно пропорциональна доле излучаемой мощности, содержащейся в сферическом фронте волны, падающей на антенну приемного устройства:

 

Pt = Pt At (1)
4πr2

 

Такое уравнение эквивалентно Pt ~ P1 r2 , и если необходимо поддерживать величину напряженности принимаемого сигнала равной P1 то мощность передатчика должна изменяться пропорционально P1 и квадрату расстояния между кораблями. Здесь мы встречаемся одновременно с линейным и квадратичным масштабными законами, поскольку требуемая мощность передатчика изменяется линейно по отношению к мощности принимаемого сигнала и одновременно обратно пропорциональна квадрату расстояния между приемником и передатчиком. Заметим, что здесь нет ограничения по расстоянию, на которое может быть передан сигнал в вакууме, ибо в принципе увеличение расстояния всегда можно компенсировать увеличением мощности передатчика. Например, если мы будем сравнивать мощность, необходимую для передачи сообщения с Земли на искусственный спутник, высота орбиты которого составляет 300 км, с мощностью, необходимой для передачи сигнала на лунный аппарат, летящий на расстоянии 280 тыс. км от Земли, то обнаружим, что требуемая мощность увеличится в миллион раз, поскольку дальность связи увеличилась в тысячу раз.

Обратимся теперь к проблеме радиолокационной станции (РЛС), которую можно рассматривать как частный случай решения общей задачи о двухсторонней связи (рис. 9.3, б). Для РЛС другой космический корабль или любая радиолокационная цель представляет собой поверхность, отражающую сигналы передатчика. Эта поверхность в общем случае не является плоским зеркалом и не отражает энергию точно по тому направлению, откуда она поступила. Она действует, скорее, как ретранслятор, переизлучающий полученную им энергию во всех направлениях. Если доля мощности, переизлучаемой радиолокационной целью с площадью ai составляет а, то мощность сигнала в приемной антенне РЛС с эффективной площадью А2 будет представлена уравнением, аналогичным уравнению (1):

 

Р2 = а Р1 А2 , (2)
2 π r2

 

где А2
2 π r2

есть не что иное, как отношение площади антенны РЛС к площади поверхности полусферы, в которой, по условию задачи, распространяется отраженный сигнал. Заменяя Р1 в уравнении (2) его значением из уравнения (1), получим значение мощности принимаемого РЛС сигнала как

 

Р2 = а Рt аА1 А2 , (3)
8 π2 r4

 

Уравнение (3) представляет собой одну из форм хорошо известного уравнения радиолокатора, обусловливающего, что при заданных мощности передатчика, эффективной отражающей площади цели и. площади приемной антенны мощность принимаемого сигнала обратно пропорциональна четвертой степени расстояния между целью и передатчиком РЛС.

Если же необходимо, чтобы мощность отраженного сигнала составляла определенную величину Р2, то мощность передатчика должна изменяться прямо пропорционально четвертой степени расстояния до цели r. Переходя в рассмотренном примере от односторонней связи к двухсторонней, получим, что мощность, необходимая для радиолокационного наблюдения лунного аппарата, будет в 1012, или тысячу миллиардов, раз большей, чем для наблюдения искусственного спутника Земли с такой же эффективной площадью на орбите высотой 380 км. В этом нет ничего удивительного, и отсюда следует необходимость установки на космических аппаратах аккумуляторных батарей или других источников энергии для питания радиомаяка в системе слежения за полетом. Тогда вступает в действие квадратичный масштабный закон, свойственный односторонней радиосвязи, и проблема слежения значительно упрощается.

Другая область техники, где широко используют масштабные законы, - испытания обычных или ядерных боеприпасов. Здесь энергия от точки взрыва также распространяется в виде сферической ударной волны. Тогда в центре сферы на рис. 9.3, а можно представить вместо передатчика взрывающийся заряд. Рассматривая ударный эффект сферической взрывной волны, можно видеть, что мощность заряда, необходимого для создания заданной величины избыточного давления, будет пропорциональна объему воз­духа в сфере, поверхность которой проходит через интересующую нас точку. Отсюда следует, что требуемая мощность заряда пропорциональна кубу радиуса сферы. И наоборот, радиус поражения (радиус сферы, в пределах которой будет создано избыточное давление, достаточное для разрушения данного типа конструкции) будет прямо пропорционален корню кубическому из мощности заряда.

Такому же масштабному закону подчиняется и ряд других характеристик ядерного взрыва в атмосфере: время прибытия ударной волны, длительность ее импульса положительного давления, полная величина импульса, действие ударной волны на конструкцию и пр. Кубический закон можно также применить к изучению последствий наземного ядерного взрыва. Так, диаметр кратера, созданного при взрыве, будет пропорционален корню кубическому от мощности заряда. Однако этот закон справедлив не для всех характеристик ядерного взрыва. Глубина кратера при наземном взрыве будет точнее выражена законом корня четвертой степени от мощности заряда.

В то же время максимальная тепловая энергия и некоторые другие термические характеристики ядерного взры­ва можно представить с помощью квадратичного масштабного закона от мощности заряда.

Масштабные законы подобного типа могут быть особенно полезны для испытаний ядерного оружия, где они позволяют существенно сократить число испытательных взрывов, организация которых чрезвычайно сложна и дорога. Масштабные законы позволяют по данным, полученным при испытаниях оружия одной мощности, определить результаты воздействия ядерного взрыва другой мощности. Масштабные законы можно также использовать для оценки эффекта взрыва на высотах, отличных от высоты, на которой были проведены испытания. Масштабные законы позволяют существенно сократить затраты на эксперименты и расчеты в тех областях техники, где их можно использовать. Однако существуют пределы применимости масштабных законов. Некоторые из них рассмотрены ниже.

Оптимум и ограничения

Для иллюстрации некоторых ограничений применимости масштабных законов, а также для показа некоторых особенностей субоптимизации, с которыми часто встречаются при выборе оптимальной конструкции, рассмотрим пример выбора технических характеристик дозвукового турбореактивного транспортного самолета. Важные для нас результаты анализа показаны на рис. 9.4. Рассмотрим сначала данные, представленные сплошными кривыми. Каждая точка верхней кривой соответствует одному из вариантов самолета, рассчитанного на доставку 11,5 т груза на расстояние 6500 км при расчетной крейсерской скорости, показанной на горизонтальной шкале. На кривой, расположенной ниже, представлена серия вариантов аналогич­ного, но несколько большего по размерам самолета, способного доставить 23 m груза на то же расстояние.

По вертикальной шкале отложен так называемый «индекс стоимости» доставки, представляющий собой стоимость (в центах) перевозки 1 т груза на 1 морскую милю, что служит мерой прямых эксплуатационных расходов этих самолетов. Общая форма этих кривых, позволяющая определить минимальную крейсерскую скорость полета, при которой стоимость будет минимальной, образована под воздействием двух противоположных факторов. Первый - увеличение крейсерской скорости позволяет уменьшить долю слагающих стоимости, зависящих от времени полета, - оплата экипажа и амортизационные расходы.

Второй - увеличение крейсерской скорости сверх определенного уровня влечет за собой увеличение стоимости самолета за счет ухудшения его аэродинамических и конструкционных качеств.

То обстоятельство, что самолеты с расчетной полезной нагрузкой 11,5 и 23 т имеют различные кривые индекса стоимости, свидетельствует о невозможности использования линейного масштабного закона для транспортных систем. Поскольку индекс стоимости складывается из отношения стоимости доставки тонны полезного груза к морской миле, можно было бы ожидать, что он от грузоподъемности не зависит и будет одинаков для обоих самолетов. Однако это не так, и причины ясны из табл. 9.1.

 

Таблица 9.1 – Характеристики самолетов с расчетной крейсерской скоростью 650 км/час

 

Расчетный полезный груз, кг Полный вес, кг Отношение полного веса к расчетному полезному грузу Индекс стоимости (цент/тонна на морскую милю)
11,5 66,5 7,1
5,4
5,1

 

В таблице показаны характеристики самолетов с расчетным полезным грузом 11,5, 23 и 45 т. Из третьей графы видно, что отношение полного веса самолета к расчетному грузу составляет от 6 : 1 для меньшего самолета и 5 : 1 для двух других. Причина заключается в том, что все самолеты независимо от их размеров имеют ряд общих элементов - кабину экипажа, отсек радиооборудования и прочие, вес и объем которых составляют большую долю общего веса и объема легких самолетов, чем тяжелых. Однако это явление в нашем случае перестает сказываться на самолетах с весом, большим 11,5 т и здесь вступает в силу закон линейной зависимости между полным весом и расчетным полезным грузом самолета. Как видно из последней графы таблицы, это явление аналогично сказывается также на стоимости перевозок (индекс стоимости) для этих самолетов. Причины этого одинаковы: дело в том, что постоянная слагающая стоимости - денежное содержание и дополнительные выплаты экипажу, первоначальная стоимость и некоторая часть стоимости технического обслуживания для малых самолетов - составляют большую долю полной стоимости, чем для самолетов большей грузоподъемности. Уменьшение относительной стоимости перевозок при увеличении расчетного полезного груза транспортного самолета встречается часто также в анализе других транспортных систем при их субоптимизации. Однако следует учитывать также и то, что для некоторых объемов грузопотоков или видов груза уменьшение численности самолетов за счет увеличения их грузоподъемности может вызвать трудности в разработке расписания рейсов или удорожание перевозок, если тяжелые самолеты будут систематически возить груз меньше расчетного. Стоимостные характеристики самолетов, приведенные на рис. 9.4, этого обстоятельства не учитывают, ибо они построены из предположения, что самолеты несут расчетный полезный груз.

Причины, позволяющие создавать самолеты с минимальной стоимостью, были указаны выше. Следует также упомянуть, что кривая стоимости имеет относительно «плоский» характер в том смысле, что при изменении расчетной крейсерской скорости самолетов от 550 до 725 км/час индекс стоимости изменяется в пределах 10% от минимального значения.

Таким образом, если исходить только из соображений, Положенных в основу построения графиков, показанных на рис. 9.4, то можно заключить, что изменение крейсерской скорости самолета в пределах 1/3 от теоретически оптимальной сказывается на изменении индекса стоимости так слабо, что величину скорости при проектировании следует выбирать, по-видимому, не из рассмотренных выше соображений, а из других. Тогда другие факторы могут сказаться на индексе стоимости в большей степени, чем рас­смотренные вариации крейсерской скорости.

Плоский характер таких кривых в зоне минимума не является исключением. Опыт корпорации РЭНД дает основания полагать, что такой вид изменения кривых при выборе оптимальных вариантов по техническим или экономическим параметрам имеет общий характер. Таким образом, появление крутых экстремумов в анализе на оптимальность должно вызывать подозрение у исследователя. Появление крутого оптимума свидетельствует обычно о том, что на некотором этапе анализа были введены, часто не умышленно, искусственные ограничения, что не дало возможности правильно выбрать оптимальный вариант некоторых существенных элементов конструкции системы или методов ее эксплуатации. Иногда такие искусственные ограничения вводят сознательно, так как они являются неотъемлемой частью явления, которое исследователь стремится выразить в приближенном виде. Возможность использования подобных ограничений показана на рис. 9.4 пунктирными линиями.

Каждая точка сплошных кривых характеризует вариант самолета, отличающегося расчетными величинами крейсерской скорости и полного веса. Это предполагает, что мощность его двигателей или их число также изменяется. Пунктирные кривые отражают варианты самолетов, которые могут иметь либо тот, либо другой тип силовой установки. Эти кривые построены в предположении, что тяга двигателей остается постоянной и соответственно с увеличением скорости полета должны уменьшаться полный вес и расчетный полезный груз. Кривизна пунктирных кривых значительно больше, чем сплошных, так как жестко оговорено, что двигатели должны сохранять постоянную тягу при увеличении скорости полета. Рассмотрим возможные последствия такого ограничения.

Возьмем крайний случай и предположим, что по техническим условиям необходимо разработать проект четырехмоторного самолета для доставки 11,5 m груза на расстояние 6500 км. Предположим также, что имеется только один тип двигателя, номинальной тягой 6,5 т, и других двигателей не существует. При столь неблагоприятных обстоятельствах у конструктора не остается другой возможности, как создать самолет, охарактеризованный треугольником на верхней кривой. Такой самолет будет обладать высоким индексом стоимости - 11 центов на тонно-милю, так как наличие мощного двигателя у относительно легкого самолета обусловливает величину расчетной скорости, значительно большей необходимой для экономной эксплуатации. Если, однако, требования к полезной нагрузке самолета выразить более расширенно, указав, например, что расчетный полезный груз должен быть в пределах от 9 до 21 т, то конструктор сможет за счет уменьшения крейсерской скорости примерно на 20% создать самолет, характеризуемый на нижней кривой треугольником, для которого индекс стоимости примерно в два раза меньше, чем в первом случае. Из этого примера можно сделать вывод, что всегда, если возможно, технические требования следует задавать в виде, позволяющем конструктору изыскивать среди многих вариантов наилучший. Это особенно необходимо в тех часто встречающихся на практике условиях, когда неизбежные ограничения (например, отсутствие силовых установок желаемого типа) резко сокращают число возможных компромиссов.

Фактор надежности

Ранее мы определили понятие «техническая характеристика» как величину, выражающую возможности некоего технического средства. Вероятно, точнее было бы эту мысль выразить как возможности технического средства, если все его элементы будут действовать должным образом. Если один или более элементов самолета или ракеты, например, действуют неправильно или полностью выходят из строя, то характеристики системы в целом могут быть существенно хуже расчетных. Возможны даже катастрофические последствия. Анализ надежности занимается главным образом двумя сторонами этой проблемы: 1) стремится оценить вероятность появления подобных отказов и 2) оказать помощь в выборе конструкции и методов эксплуатации оборудования, позволяющих уменьшить вероятность отказа в работе системы в целом или ее элементов или уменьшить хотя бы степень опасности последствий подобных отказов. Рассмотрим некоторые проблемы и принципы анализа надежности на примере анализа опасности режимов вертикального взлета и перехода к горизонтальному полету многомоторного самолета с вертикальным взлетом.

На рис. 9.5 представлена схема рассматриваемой ситуации. Самолет совершает вертикальный взлет под воздействием силы тяги нескольких реактивных двигателей (число их не оговорено). Затем, когда самолет достигнет высоты, необходимой по условиям безопасности полета и по требованиям к уровню шума двигателей, вектор тяги наклоняется вперед и самолет плавно переходит к горизонтальному полету. Рассмотрим возможные последствия выхода из строя одного из двигателей самолета при различных высотах полета. Если двигатель отказывает до взлета, во время рулежки, то все оставшиеся двигатели можно выключить без какой-либо опасности для самолета или его экипажа. Если это военный самолет и вылет связан с выполнением боевой задачи, то такое событие, естественно, будет крайне нежелательно.

Если отказ двигателя произойдет после подъема само­лета ка несколько метров над поверхностью аэродрома, то последует удар о землю с большей или меньшей силой, однако амортизаторы посадочного устройства позволят предупредить повреждение самолета, а экипаж не пострадает. Если двигатель прекратит работу на несколько большей высоте, то летчик может совершить управляемую аварийную посадку, тогда самолет, возможно, будет более или менее серьезно поврежден, однако экипаж и здесь не пострадает. В этом случае не только будет сорвано решение задачи полета, но и сам самолет может выйти из строя на продолжительное время.

Если двигатель откажет на еще большей высоте, то даже при управляемой посадке может пострадать экипаж, а самолет будет разрушен. При отказе двигателя на еще большей высоте, приблизительно на высоте порядка 60 м, экипаж самолета катапультируется и безопасно опустится на парашютах, а самолет разрушится. Если двигатель выйдет из строя уже после перехода к горизонтальному полету, то вполне возможно, что удастся совершить обычную горизонтальную посадку, и, хотя задание будет сорвано, самолет и экипаж, вероятно, не пострадают. Наконец, можно считать, что в подавляющем большинстве случаев двигатели будут работать исправно и самолет сможет завершить переход к горизонтальному полету и выполнить свою задачу как положено.

Вероятность каждого последствия аварии зависит, естественно, от ряда факторов: степени надежности каждого из двигателей, т. е. вероятности его отказа на взлете, числа двигателей самолета, характера траектории взлета и перехода к горизонтальному полету и пр. На рис. 9.6 приведены в качестве примера некоторые результаты вычисления этих величин. На горизонтальной оси показано количество двигателей самолета, а па вертикальной оси в логарифмическом масштабе - вероятность каждого из рассмотренных событий. Все кривые построены в предположении, что вероятность выхода из строя любого двигателя в любой момент времени в процессе взлета и перехода к горизонтальному полету составляет 1% (Р = 0,01). Ординаты кривых, приведенных на рис. 9.6, подчиняются линейно-масштабному закону. Это означает, что величины шкалы ординат представляют собой фактически отношение вероятностей наступления одного из событий (прекращение полета, срыв задания, разрушение самолета и пр.) к вероятности отказа любого из двигателей.

Как показывает верхняя кривая, вероятность срыва задания с увеличением числа двигателей увеличивается, так как чем больше двигателей у самолета, тем большая вероятность отказа одного из них. Очевидно, что наибольшую надежность выполнения задания сможет обеспечить одномоторный самолет.

Вероятность повреждения самолета при отказе двигателей в процессе взлета и перехода к горизонтальному полету также зависит от их числа. Однако при любом числе двигателей вероятность повреждения самолета всегда будет несколько меньше вероятности срыва задания, поскольку отказ двигателя может произойти или на земле, или в самом начале взлета. С увеличением числа двигателей, например до 12 и более, выход из строя одного двигателя не имеет серьезных последствий, так как тогда суммарная тяга двигателей уменьшается незначительно и самолет сможет приземлиться с малой посадочной скоростью. Однако даже

при большом числе двигателей вероятность повреждения самолета уменьшается не до нуля, а только до некоторого уровня, поскольку существует вероятность одновременного отказа двух двигателей и последующей аварии самолета. Как видно по характеру конечного участка средней кривой, вероятность аварии в случае отказа двух двигателей будет также увеличиваться, хотя и медленно, с увеличением общего числа двигателей самолета.

Самая нижняя кривая рис. 9.6 демонстрирует вероятность того, что экипаж может пострадать при аварии самолета. Однако эта вероятность всегда будет меньше, чем вероятность повреждения самолета, ибо остается возможность посадки самолета без аварии, или катапультирования при отказе двигателя на высоте полета выше критической.

Цель рис. 9.6 заключается не в том, чтобы сообщить читателю некоторую количественную информацию, а чтобы указать ему на два важных обстоятельства. Первое заключается в следующем: количественная мера надежности сама по себе почти не имеет смысла, так как расчетная величина надежности технических средств сильно зависит от критерия, принятого для оценки надежности. Так, в рассмотренном нами примере вероятность срыва задания самолета с 12 двигателями примерно в тысячу раз больше, чем вероятность того, что экипаж пострадает при аварии. Естественно, вопрос о выборе критерия надежности нельзя решить только на основе расчетов, подобных приведенным выше. Выбор одного приемлемого критерия надежности из числа рассмотренных либо другого должен основываться на широком анализе задач, решаемых данным вертикально-взлетающим самолетом в составе военной или гражданской транспортной системы.

Второе обстоятельство заключается в том, что надежность не обязательно будет гладкой или монотонной функцией числа элементов системы, вроде двигателей самолета в пашем примере. Так, если требуется свести к минимуму вероятность ранения экипажа, а создание самолета с 12 или более двигателями нежелательно из-за трудностей его обслуживания, то по соображениям надежности будет целесообразнее избрать одномоторный самолет (если имеется двигатель нужной мощности), а не самолет, имеющий некоторое промежуточное число двигателей, например 6.

К сожалению, кривые на рис. 9.6 построены на основании совершенно нереальных предположений, сделанных для упрощения. Так было принято, что все двигатели независимо от их мощности имеют равную вероятность отказа - 0,01%. Однако в действительности двигатели разной мощности, выпускаемые разными фирмами, имеют различную компоновку деталей, детали работают в разных условиях и т. д. Их вероятность выхода из строя в определенный промежуток времени также различна. Последствия подобного различия в надежности двигателей показаны в табл. 9.2.

 

Таблица 9.2

Число двигателей, N Вероятность отказа двигателя Р1 Вероятность того, что экипаж может пострадать Р2 (из рис. 9.6) Результирующая вероятность того, что экипаж пострадает
0,01 0,6 0,6 х 0,01 = 0,0060
0,001 1,1 1,1 х 0,001 = 0,0011

 

Данные первой строки таблицы соответствуют самолету с десятью двигателями, каждый из которых может отказать с вероятностью, равной 0,01, которая была положена в основу расчета кривых рис. 9.6. Как показано на нижней кривой рисунка, вероятность выхода из строя экипажа в этом случае составляла 0,006. Во втором случае мы рассматриваем самолет с шестью двигателями большей мощности и надежности, вероятность выхода из строя которых составляет только 0,001. В результате вероятность того, что экипаж пострадает при аварии, будет 0,0011, т. е. в 5 раз меньше, чем в первом случае.

Задача главы заключается в том, чтобы указать на некоторые технические факторы, которые имеют большое значение в анализе, связанном с подготовкой военных решений. Это выполнено с помощью нескольких примеров, взятых из различных областей техники. Хотя эти примеры интересны сами по себе, их главное назначение заключается в иллюстрации следующих основных положений:

1. Технические характеристики (скорость или высота полета) служат только мерой физических возможностей технических средств, а не мерой их военной или экономи­ческой ценности.

2. Исходя из определенных представлений о современном уровне развития техники (например, из возможной величины удельного импульса ракетного топлива), можно оценить основные технические характеристики перспективных технических средств (например, ракет-носителей), но не сроки и стоимость их разработки.

3. Отдельные конструктивные решения, например использование многоступенчатых ракет вместо одноступенчатых, позволяют серьезно увеличить возможности современных технических средств.

4. Масштабные законы чрезвычайно полезны для понимания основных физических связей в системе и для сокращения объема вычислений и экспериментов при анализе. Однако следует учитывать свойственные им ограничения, особенно при анализе экономических факторов.

5. Кривые физических или экономических параметров в зоне оптимальности обычно имеют плоский характер, если они не связаны с искусственными ограничениями.

6. Если реальные условия ограничивают возможный диапазон выбора вариантов технических средств, то технические условия следует задавать в возможно более гибкой форме, чтобы конструктор имел возможность выбрать наилучший для заказчика компромиссный вариант.

7. Критерии (или критерий), по которым измеряется надежность, должны быть четко оговорены.




©2015 studopedya.ru Все права принадлежат авторам размещенных материалов.