Monitorowanie uszkodzeń zespołu

Transkrypt

1 POLITECHNIKA POZNAŃSKA WYDZIAŁ MASZYN ROBOCZYCH I TRANSPORTU ROZPRAWA DOKTORSKA oficer dypl. inż. Maciej TRELKA Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego w zmiennych warunkach działania samolotu MiG -29 Promotor: dr hab. inż. Jarosław Bartoszewicz, prof. nadzw. Promotor pomocniczy: dr inż. Rafał Urbaniak Poznań, 2017

2

3 Spis treści Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń 2 Streszczenie 3 Summary 4 1. Wprowadzenie 5 2. Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG Wprowadzenie Układ aerodynamiczny samolotu Układ ogólny samolotu Kadłub Skrzydło Usterzenie ogonowe Rola samolotu MiG-29 w strukturze Sił Zbrojnych RP Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG Geneza, cel pracy oraz zadania szczegółowe Charakterystyka stanów awaryjnych Opis systemu rejestracyjnego samolotu Monitoring dostępne środki i ich wykorzystanie Rejestratory parametrów Wykaz stosowanych rejestratorów Tester U3Ł Rejestrator S2-3a/MiG Pokładowy rejestrator danych ATM QR6D Oprogramowanie deszyfrujące FDS (Flight Data Service) Pokładowe systemy diagnostyczne i kontroli parametrów lotu Wprowadzenie Pokładowy zintegrowany układ kontroli i ostrzegania pilota "Ekran" Układ sygnalizacji świetlnej w kabinie WSS-1-4K System informatora głosowego pokładowego typu P-591B Analiza zewnętrznych przyczyn awarii systemu napędowego Wprowadzenie Stany awaryjne występujące podczas kołowania i obsługi naziemnej Stany awaryjne występujące podczas lotu Podsumowanie Wnioski końcowe Kierunki dalszych badań 146 Literatura 147 strona 1/150

4 Wykaz ważniejszych skrótów i oznaczeń BLT Baza lotnictwa taktycznego F-16 Samolot wielozadaniowy produkcji amerykańskiej F-34 Oznaczenie NATO podstawowego paliwa lotniczego MiG-29 Samolot myśliwski produkcji rosyjskiej SU-22 Samolot myśliwsko-bombowy produkcji rosyjskiej NATO Organizacja Traktatu Północnoatlantyckiego SZRP Siły Zbrojne Rzeczypospolitej Polskiej IWsp SZ Inspektorat Wsparcia Sił Zbrojnych JW Jednostka wojskowa LW Logistyka wojskowa RSZ Rodzaje sił zbrojnych SP Siły powietrzne SZ Siły zbrojne ARU Układ automatycznej regulacji sterowania samolotem APUS Układ podłużnej stateczności samolotu IPK Wskaźnik położenia klinów IK-WK Bezwładnościowy układ kursu i pionu KSA Skrzynka napędu agregatów samolotu KDA Skrzynka napędu agregatów silnika SAU System automatycznego sterowania SOS System zapobiegający przeciągnięciu kts Węzły (mile na godzinę) strona 2/150

5 Streszczenie Przedmiotowe opracowanie jest syntetyczną próbą określenia wpływu istniejących instrumentów, umożliwiających prowadzenie analizy powstających uszkodzeń zespołu napędowego na faktyczną dostępność statków powietrznych do realizacji szkolenia lotniczego i wykonywania zadań bojowych. Złożoność i wieloaspektowość zaprezentowanej problematyki wymusiły konieczność przedstawienia zagadnień związanych ze statkiem powietrznym, zespołem napędowym, systemami rejestracji oraz diagnostyki wewnętrznej, na uszkodzeniach zespołu napędowego kończąc. Zebrane dane pozwoliły wypracować wnioski końcowe oraz określić kierunki dalszych badań w odniesieniu do prezentowanej problematyki. strona 3/150

6 Summary Monitoring of damage to the drive unit in variable operating conditions of the aircraft MiG-29 The development is a synthetic attempt to determine the impact of the existing instruments to conduct analysis of the resulting damage of the actual availability of aircraft to accomplish air training and combat tasks. The complexity and multifaceted nature presented issues necessitated the need to present with the aircraft, registration systems, and the internal diagnostics, for damage to the drive unit. The data collected have allowed to develop final conclusions and to determine the directions of further research in relation to the presented issues. strona 4/150

7 1. Wprowadzenie Zapoczątkowany u progu XX wieku rozwój techniki związany z eksploracją przestrzeni powietrznej a następnie kosmicznej sprawił, że rodzaj ludzki stanął przed koniecznością sprostania zupełnie nowym wymaganiom. W ślad za wymaganiami pojawiły się niewyobrażalne wcześniej możliwości, związane z właściwym wykorzystaniem eksploatowanej przestrzeni powietrznej. To z kolei nie byłoby możliwe bez wyprodukowania maszyn umożliwiających wykonywanie lotów. Niezwykle burzliwy ich rozwój na przestrzeni ubiegłego stulecia doprowadził do powstania zupełnie nowych warunków podróżowania, prowadzenia interesów, czy też prowadzenia polityki. Podstawowym warunkiem sprawnego i szybkiego przemieszczania się bądź wykonywania w powietrzu zadań o innym charakterze jest posiadanie statku powietrznego o odpowiednich charakterystykach aerodynamicznych, wyposażonego w efektywny i niezawodny zespół napędowy. Zespół napędowy współczesnego samolotu to niezwykle skomplikowana konstrukcja, pracująca w zmiennych warunkach środowiskowych. Dotyczy to w szczególności samolotów bojowych o napędzie odrzutowym. Tego typu statki powietrzne są z założenia drogie w eksploatacji i wymaga się od nich ciągłej dostępności do wykonywania zadań w powietrzu. Treścią niniejszej rozprawy jest stwierdzenie, czy właściwie prowadzone monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego może w konsekwencji doprowadzić do zmniejszenia częstości ich występowania, a zatem do zwiększenia dostępności statków powietrznych do realizacji zadań. Pod pojęciem monitorowania uszkodzeń należy rozumieć szereg aspektów wpływających na możliwość ich powstawania oraz sposobów i środków umożliwiających prowadzenie bieżącego bądź profilaktycznego monitoringu. Aby w pełni uświadomić sobie złożoność prezentowanej problematyki trzeba zdać sobie sprawę z tego, że eksploatacja każdego typu statku powietrznego odbywa się zgodnie z postępem procesu obsługowego, który z reguły jest określany przez producenta. To ten proces reguluje częstotliwość i zakres prowadzenia obsług bieżących, okresowych i specjalnych a także remontów oraz przeglądów wynikających z wprowadzanych biuletynów eksploatacyjnych. W zależności od przyjętej bądź stosowanej polityki eksploatacyjnej statki powietrzne mogą być eksploatowane według resursu lub według stanu technicznego. Z ekonomicznego punktu strona 5/150

8 widzenia eksploatacja według stanu technicznego jest procesem bardziej zasadnym i racjonalnym. Samoloty a w tym ich zespoły napędowe są eksploatowane na ziemi i w powietrzu. Eksploatacja na ziemi wymaga stosowania szeregu czynności realizowanych cyklicznie, których celem jest zminimalizowanie skutków ewentualnych uszkodzeń silników spowodowanych zassaniem ciał obcych (FOD Foreign Object Damage). Rys. 1. Przyczyny i skutki uszkodzeń wirników Rys. 2. FOD na lotnisku i jego skutki strona 6/150

9 Rys. 3. Zapobieganie zasysaniom ciał obcych przez silniki lotnicze Na rysunkach od 1 do 3 przedstawiono przykładowe przyczyny uszkodzeń, skutki oraz sposoby ich zapobiegania. W każdym etapie lotu, od początku rozbiegu do zakończenia dobiegu samolot może zderzyć się z ptakami. Jest to element, który również generuje konieczność stosowania norm i procedur ograniczających możliwości zderzenia się z ptakami. Tego typu zdarzenia są szczególnie niebezpieczne dla silników lotniczych. Najbardziej znanym przykładem, który obrazuje jak bardzo niebezpieczne mogą okazać się zderzenia z ptakami było zdarzenie, do którego doszło na salonie lotniczym w Le Borguet we Francji w czerwcu 1989r. W czasie wykonywania pokazu na samolocie MiG-29 w locie na małej wysokości do wlotu jednego z silników wpadł ptak, co doprowadziło do jego zgaśnięcia i gwałtownego spadku siły ciągu w wyniku czego pilot zmuszony był opuścić samolot przez katapultowanie. Wylądował na spadochronie bez obrażeń pomimo, że katapultowanie nastąpiło poniżej wysokości bezpiecznej dla danej konfiguracji samolotu (wysokość 90 m na zniżaniu, przechylenie 90 0 ). strona 7/150

10 Rys. 4. Lądujący samolot wśród stada ptaków Rys. 5. Efekt spotkania z ptakiem strona 8/150

11 Przykładowe skutki kolizji z ptakami przedstawiono na rysunkach 4 i 5. Podczas lotu w dzień pilot ma możliwość podjęcia próby uniknięcia zderzenia z ptakiem, zwłaszcza dużym ale w przypadku lotów nocnych jest to w zasadzie niemożliwe (ptaki z reguły latają nisko, ale zdarzały się zderzenia z nimi w nocy na wysokości 1500 m). Na lotniskach stosuje się różnego rodzaju zabiegi, których celem jest ograniczanie populacji ptaków w pobliżu lotnisk tj. stosowanie środków technicznych odstraszających ptaki, zatrudnianie sokolników, co oznacza wykorzystane ptaków drapieżnych do odstraszania innego ptactwa, koszenie trawy w odpowiednim czasie i na odpowiednią wysokość, co wpływa z kolei na zabezpieczenie się przed dziką zwierzyną, która mogłaby zalegać w trawie w pobliżu pasa startowego. Zaprezentowane czynniki wpływające na występowanie uszkodzeń statków powietrznych (zespołów napędowych) generują konieczność kompleksowego spojrzenia na proces monitorowania tych uszkodzeń, ze szczególnym zwróceniem uwagi na wywołaną monitoringiem działalność profilaktyczną, której wynikiem powinno być zmniejszenie częstości ich występowania. To z kolei wpływa bezpośrednio na osiągane wyniki ekonomiczne w lotnictwie cywilnym oraz możliwość prowadzenia działań bojowych w czasie wojny i realizacji szkolenia w lotnictwie wojskowym. Rozpoczęcie prac nad rozprawą podyktowane było chęcią znalezienia odpowiedzi na pytanie: czy funkcjonujący w Siłach Zbrojnych RP system monitorowania uszkodzeń zespołu napędowego w pełni wyzyskuje posiadany potencjał do profilaktycznego unikania uszkodzeń zespołu napędowego samolotu MiG 29 w zmiennych warunkach jego działania? Przedmiot rozprawy stanowi niezwykle skomplikowaną i wieloaspektową materię, która wymaga dokonania analizy szerokiego spektrum zagadnień związanych z tematem pracy doktorskiej, który brzmi: Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego w zmiennych warunkach działania samolotu MiG 29. Zamiarem autora nie było znalezienie złotego środka, bo taki dla tak skomplikowanej materii jaką jest samolot bojowy nie istnieje, ale określenie najbardziej pożądanego stanu wzajemnych relacji pomiędzy strategią eksploatacji samolotu/silnika, procedurami wykorzystania istniejących systemów rejestracji parametrów lotu oraz pokładowych systemów diagnostycznych. Niniejsza rozprawa zawiera 11 rozdziałów, które przedstawiają się następująco: Rozdział 1 - Wprowadzenie zawiera zbiór informacji dających ogólny pogląd na przedstawiona w rozprawie tematykę. strona 9/150

12 Rozdział 2 Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG 29 w treści tego rozdziału zaprezentowane zostały ogólne informacje o samolocie, z uwzględnieniem jego charakterystyki aerodynamicznej oraz budowy i danych jego zasadniczych podzespołów. Ten rozdział zawiera również informacje na temat roli samolotu MiG 29 w lotnictwie Sił powietrznych RP i w połączonym systemie OP NATO (NATINAMDS). Rozdział 3 Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG -29 w treści zaprezentowano ogólne informacje na temat zespołu napędowego samolotu ze szczególnym uwzględnieniem silnika RD 33, stanowiącego jego trzon, danych technicznych tego silnika oraz zasad jego eksploatacji. W rozdziale przedstawiono także analizę porównawczą silnika RD -33 z silnikami stanowiącymi napęd pozostały samolotów bojowych eksploatowanych w Siłach Powietrznych RP. Rozdział 4 Geneza, cel pracy oraz zadania szczegółowe. Rozdział 5 Charakterystyka stanów awaryjnych przedstawia zagadnienia odnoszące się do pojmowania czym jest niesprawność kwalifikowana jako stan awaryjny, z uwzględnieniem metodyki usuwania niesprawności w odniesieniu do samolotu MiG 29, zaprezentowanej na przykładach. Rozdział 6 Opis systemu rejestracyjnego samolotu rozdział przedstawia zasady prowadzenia monitoringu powstających uszkodzeń oraz dysponowane do tego systemy rejestracji i deszyfracji parametrów lotu, z uwzględnieniem ich funkcji eksploatacyjnej i katastroficznej. Rozdział 7 Pokładowe systemy diagnostyczne i kontroli parametrów lotu prezentuje systemy i urządzenia, które zwiększają świadomość sytuacyjną pilota, przekazując mu informacje wyświetlane w odpowiednich formatach i przekazywane głosowo, informujące o odstępstwach od nakazanych parametrów działania. W szczególnie niebezpiecznych sytuacjach wyświetlane są również zasady postępowania (czynności do wykonania przez załogę). Rozdział 8 Analiza zewnętrznych przyczyn awarii zespołu napędowego w treści rozdziału przedstawione i omówione zostały przykłady uszkodzeń zespołu napędowego z podziałem na te, które zaistniały bądź mogą zaistnieć na ziemi i te, które z reguły zdarzają się w powietrzu. strona 10/150

13 Rozdział 9 Podsumowanie zaprezentowane wnioski systematyzujące pozyskaną w przedmiotowej problematyce wiedzę. Przedstawiono również schemat życiowy silnika RD -33, z uwzględnieniem wszystkich prowadzonych w cyklu jego eksploatacji obsług, remontów itp. Ponadto w treści rozdziału zawarto dane z Systemu Informatycznego wsparcia eksploatacji (SI SAMANTA), odnoszące się do problematyki związanej z eksploatacją silnika RD 33. Rozdział 10 Wnioski końcowe. Rozdział 11 Kierunki dalszych badań przedstawia potencjalne kierunki rozwoju działalności badawczo naukowej, której celem byłoby poprawienie poziomu bezpieczeństwa lotów przy jednoczesnym zwiększeniu dostępności silników RD -33, przy zachowaniu pełnego ich cyklu życiowego. strona 11/150

14 2. Budowa i ogólna charakterystyka samolotu MiG Wprowadzenie Samolot myśliwski MiG-29 przeznaczony jest do zwalczania samolotów przeciwnika w walkach powietrznych, utrzymywania przewagi w powietrzu, osłony wojsk własnych przed uderzeniami lotnictwa przeciwnika oraz do zwalczania jego samolotów rozpoznawczych. Dodatkowo samolot może również zwalczać cele naziemne i nawodne oraz prowadzić rozpoznanie powietrzne. Wyposażenie samolotu umożliwia wykonywanie zadań praktycznie w dowolnych warunkach atmosferycznych w dzień i w nocy oraz wykonywanie zajścia do lądowania na zakresie automatycznym i dyrektywnym. Samolot pod względem aerodynamicznym zbudowany jest według integralnego układu z kadłubem nośnym oraz skrzydłem trapezowym, ze średnim kątem skosu. W skład zespołu napędowego wchodzą dwa silniki RD-33. Ciąg stoiskowy każdego silnika wynosi: 81,38 kn na zakresie pełnego dopalania, 54,91 kn na zakresie minimalnego dopalania, 49,42 kn na zakresie maksymalnym, 1,7 kn na zakresie minimalnym. Silniki RD-33 są rozsunięte względem płaszczyzny symetrii samolotu. Prostokątne dyfuzory wlotowe znajdują się pod napływami kadłuba. Oprócz dyfuzorów wlotowych samolot wyposażony jest w górne wloty powietrza wykorzystywane do kołowania, rozbiegu do prędkości 108 kts oraz dobiegu po zmniejszenia się prędkości do 108 kts. Górne wloty powietrza zapobiegają uszkodzeniom silników przez ciała obce (FOD Foreign Object Damage). Wysokie położenie kabiny bezpośrednio za przednią częścią samolotu (odchyloną w dół od osi podłużnej samolotu) zapewnia dobrą widoczność, niezbędną w czasie manewrowej walki powietrznej oraz przy zajściu do lądowania. Samolot wyposażony jest w podwójne usterzenie pionowe, różnicowo wychylany statecznik poziomy, podwozie o trzech goleniach oraz hamulce aerodynamiczne typu pływającego. Układ aerodynamiczny samolotu oraz wychylane w czasie wykonywania manewrów klapy przednie w połączeniu z dużym ciągiem zespołu napędowego zapewniają wysokie charakterystyki manewrowe w szerokim zakresie kątów natarcia, prędkości i wysokości lotu. Automatyka zastosowana w układzie sterowania samolotem (SOS, układ tłumienia, ARU, APUS itp.) umożliwia wykorzystywanie możliwości manewrowych samolotu, zapobiegając wejściu na zakres przeciągnięcia. Zbiorniki paliwa znajdują się w kadłubie samolotu i w skrzydłach. Do większości misji wykorzystywany jest również zbiornik dodatkowy, który jest podwieszany między gondolami silników. Do podwieszania uzbrojenia wykorzystuje się sześć podskrzydłowych węzłów podwieszeń, a działko pokładowe znajduje się w lewym napływie skrzydła. Samolot wyposażony jest w system automatycznego (półautomatycznego) sterowania SAU , który umożliwia automatyczne i dyrektywne sterowanie samolotem oraz utrzymanie strona 12/150

15 nakazanych warunków lotu (szczególnie przy dużych kątach natarcia). Automatyczna kontrola działania instalacji i agregatów podczas lotu oraz informowanie pilota o uszkodzeniu (niesprawności) kontrolowanych urządzeń i agregatów zapewniona jest przez układ kontroli i uprzedzania o uszkodzeniach EKRAN. Samolot wyposażony jest w informator głosowy, który informuje pilota i naziemne stanowiska kontroli ruchu lotniczego o awaryjnych sytuacjach w czasie lotu. Podstawowe dane samolotu Podstawowe dane geometryczne: Długość samolotu z wysięgnikiem OCP 17,32 m. Wysokość samolotu bez ugiętych amortyzatorów 4,73 m. Rozstaw kół 3,10 m. Podłużna baza podwozia (odległość między osiami obrotu kół podwozia głównego i kół przednich 3,645 m. Skrzydło: Powierzchnia 38,06 m 2. Rozpiętość: 11,36 m. Średnia cięciwa aerodynamiczna 3,768 m. Wydłużenie 3,39. Przewężenie 4,15. Kąt wzniosu Kąt skosu Powierzchnia napływu 4,71 m 2. Kąt skosu napływu Klapy przednie: Powierzchnia 2,35 m 2. Cięciwa 12%. Kąt wychylenia w dół Klapy zaskrzydłowe: Powierzchnia 2,84 m 2. Rozpiętość 1,93 m. Kąt wychylenia Lotki Powierzchnia 1,45 m 2. Maksymalny kąt wychylenia od położenia neutralnego Neutralne położenie lotek (drążek sterowy w neutrum) 5 0 (do góry) strona 13/150

16 Statecznik poziomy Powierzchnia 7,05 m 2. Rozpiętość 7,78 m. Średnia cięciwa aerodynamiczna 1,807 m. Wydłużenie 2,65. Przewężenie 2,34. Kąt wzniosu -3,5 0. Stateczniki pionowe Powierzchnia 10,1 m 2. Średnia cięciwa aerodynamiczna 2,208 m. Wydłużenie 1,44. Przewężenie 5,0. Powierzchnia sterów kierunku 1,25 m 2. Kąt skosu krawędzi natarcia 47,5 0. Maksymalny kąt wychylenia sterów kierunku ±25 0. Kadłub Długość bez wysięgnika OCP 14,88 m. Powierzchnia hamulców aerodynamicznych: górnego 0,75 m 2. dolnego 0,55 m 2. Maksymalny kąt wychylenia hamulców aerodynamicznych: górnego dolnego Kąt postojowy: bez ugiętych amortyzatorów przy całkowicie ugiętych amortyzatorach Maksymalny kąt podniesienia przedniej części kadłuba samolotu, przy którym następuje zetknięcie się tylnej części kadłuba z płaszczyzną lotniska: bez ugiętych amortyzatorów przy całkowicie ugiętych amortyzatorach 9,5 0. Podstawowe dane masowe Masa samolotu bez paliwa, oleju i innych płynów kg. Masa samolotu do startu bez podwieszeń z nabojami do działka kg. Obliczeniowa masa samolotu do lądowania kg. Normalna masa samolotu do lądowania kg. Maksymalna masa samolotu do lądowania (liczba lądowań strona 14/150

17 z masą kg nie powinna przekraczać 3% ogólnej liczby lądowań) kg. Zapas paliwa (przy gęstości kg/l): W zbiornikach wewnętrznych 3300 kg. W zbiorniku podwieszanym 1175 kg. Eksploatacyjna pojemność wewnętrznych zbiorników paliwa 4300 dm 3. Zużywana pojemność wewnętrznych zbiorników paliwa 4200 dm 3. Podstawowe dane aerodynamiczne Ciąg przypadający na jednostkę masy samolotu 1,14. Maksymalna prędkość lotu 810 KIAS. Maksymalna liczba Ma 2,35. Pułap praktyczny ft. Maksymalne przeciążenie użytkowe 9, Układ aerodynamiczny samolotu Układ ogólny samolotu Układ aerodynamiczny samolotu MiG-29 określa kształt i wymiary jego poszczególnych elementów oraz ich wzajemne położenie, które jest determinantem właściwych charakterystyk aerodynamicznych. Najważniejszą właściwością samolotu jest zastosowanie układu aerodynamicznego, w którym cała powierzchnia samolotu wytwarza siłę nośną. Konstrukcja samolotu składa się z: Wydłużonego kadłuba nośnego z ukształtowanym odpowiednio średniopłatem i napływami skośnymi; Trapezowego skrzydła skośnego o wysokiej mechanizacji w układzie grzbietopłatu. Skrzydło wyposażone jest w klapy przednie, wychylane automatycznie w czasie wykonywania manewrów z dużymi kątami natarcia, jak również podczas startu i lądowania. Od strony krawędzi spływu skrzydło wyposażone jest w klapy zaskrzydłowe typu pływającego; Dwóch podskrzydłowych, regulowanych, prostokątnych dyfuzorów wlotowych z zewnętrznym sprężaniem naddźwiękowego strumienia powietrza, które zapewniają doprowadzenie powietrza do dwóch dwuprzepływowych silników RD-33 w oddzielnych gondolach; Wychylanego różnicowo statecznika poziomego, z wyłączeniem wychylania różnicowego po wychyleniu klap przednich; strona 15/150

18 Hamulców aerodynamicznych typu pływającego; Podwójnego statecznika pionowego o dużym wydłużeniu. Pod względem eksploatacyjnym płatowiec samolotu dzieli się na kadłub, konsole skrzydła oraz usterzenie poziome i pionowe Kadłub Kadłub samolotu jest odpowiednio ukształtowanym średniopłatem z kabiną pilota znajdującą się na nim oraz napływami bocznymi. Zastosowanie napływów bocznych na kadłubie znacząco podniosło właściwości nośne całego płatowca, dzięki czemu konstruktorom udało się uzyskać duży współczynnik siły nośnej i dużą doskonałość, szczególnie przy wykonywaniu manewrów z prędkością poddźwiękową. Napływy boczne w przedniej części kadłuba tworzą dodatkowe powierzchnie nośne. Można je rozpatrywać jako skrzydło o małym wydłużeniu i dużym kącie skosu ( ). Istotną rolę w zmniejszeniu oporu czołowego samolotu ma kształt przedniej części kadłuba. Jest ona zaostrzona, co powoduje zmniejszenie oporu falowego samolotu przy prędkościach naddźwiękowych. Oś przedniej części kadłuba jest odchylona w dół względem osi poziomej samolotu. Polepszona jest w ten sposób widoczność (w dół do 14 0 ) z kabiny pilota, co jest szczególnie istotne w manewrowej walce powietrznej i przy lądowaniu. Przednia część kadłuba zakończona jest wysięgnikiem głównego OCP (Odbiornik Ciśnień Powietrza) z wytwarzaczem zawirowań. Awaryjny OCP zamontowany jest na wsporniku z prawej strony względem kabiny pilota. Na przedniej części kadłuba z lewej i prawej strony, przed napływami umieszczone są dajniki kąta natarcia. Pod napływami, w oddzielnych gondolach, znajdują się dwa prostokątne dyfuzory wlotowe z regulowanymi klinami. Takie położenie dyfuzorów powoduje, że zmiana ich charakterystyk przy zmniejszaniu lub zwiększaniu kąta natarcia jest mniejsza. Jest to uwarunkowane ekranującym oddziaływaniem skrzydła. W czasie kołowania, startu i lądowania (do prędkości 108 KIAS/200 km/h) powietrze do silników doprowadzane jest przez górne wloty powietrza. Kliny dyfuzorów są w położeniu zamkniętym, co zapobiega zasysaniu ciał obcych z nawierzchni roboczych do silników. Dwa dwuprzepływowe silniki turboodrzutowe RD-33 umieszczone są w dolnej ogonowej części płatowca. Takie rozmieszczenie silników i dyfuzorów wlotowych pozwala zaliczyć samolot pod względem konstrukcyjnym do grzbietopłatów. W części ogonowej kadłuba, na jego górnej i dolnej powierzchni, w płaszczyźnie symetrii samolotu znajdują się dwa hamulce aerodynamiczne typu strona 16/150

19 pływającego. Maksymalny kąt wychylenia górnego hamulca aerodynamicznego wynosi 56 0, a dolnego Przy prędkości poddźwiękowej ich wychylenie praktycznie nie zmienia wyrównoważenia samolotu. Między górnym a dolnym hamulcem aerodynamicznym umieszczony jest zasobnik spadochronu hamującego. W części ogonowej umiejscowione są dwa stateczniki pionowe. Pomiędzy gondolami silników umieszczono węzeł mocowania zbiornika podwieszanego o pojemności 1520 litrów Skrzydło Trapezowe skrzydło w rzucie pionowym stanowi przedłużenie kadłuba samolotu. Na końcówkach konsoli skrzydła znajdują się lotki. Przy neutralnym położeniu drążka sterowego lotki wychylone są o 5 0 w górę względem płaszczyzny skrzydła. Na krawędzi spływu lotek, wzdłuż całej ich rozpiętości, umieszczona jest płytka o szerokości 25 mm, wychylona o 100 w dół względem płaszczyzny cięciwy lotek. Jej zadaniem jest zmniejszenie momentu zawiasowego. Na prawej i lewej konsoli skrzydła znajdują się jednoszczelinowe klapy zaskrzydłowe typu pływającego, wychylane w dół o kąt 25 0 podczas startu i lądowania. Na krawędzi natarcia skrzydła zamocowane są wychylane w dół klapy przednie. Polepszają one charakterystyki manewrowe samolotu oraz zapobiegają powstawaniu drgań aerodynamicznych. Klapy przednie wychylają się automatycznie na sygnał wypuszczenia podwozia, natomiast podczas lotu (przy schowanym podwoziu) na sygnał SOS (system zapobiegania przeciągnięciu). Pilot może wychylić klapy przednie jednocześnie z wychyleniem klap zaskrzydłowych poprzez naciśnięcie przycisku wychylania klap. W czasie wykonywania manewrów przy liczbach Ma 0,8 i kącie natarcia 9 0 lub większym klapy przednie wychylają się automatycznie o kąt Klapy zaskrzydłowe są wówczas schowane. Na dolnej powierzchni każdej konsoli skrzydła znajdują się trzy węzły podwieszania uzbrojenia. Charakterystyki skrzydła Skrzydło samolotu ma średni kąt skosu, średnie wydłużenie, małą względną grubość profilu z przestrzenną deformacją środkowej powierzchni (zmiana krzywizny wzdłuż rozpiętości skrzydła). Duży wpływ na właściwości nośne samolotu, szczególnie na dużych kątach natarcia mają napływy. Oderwanie strug powietrza z napływów następuje na znacznie większych kątach natarcia niż na konsolach skrzydła. Związane jest to z przepływem powietrza z dolnej powierzchni na górną poprzez skośne krawędzie natarcia. W wyniku tego zmniejsza się gradient rozkładu ciśnienia na górnej powierzchni skrzydła przy danym kącie natarcia. Przepływ powietrza z dolnej powierzchni na górną na krawędzi natarcia prowadzi do powstawania zawirowań, których intensywność rośnie ze wzrostem kąta natarcia. Powstałe w ten sposób zawirowania zapobiegają spływaniu strumienia powietrza wzdłuż skrzydła do jego końcówek, co strona 17/150

20 opóźnia oderwanie strumienia powietrza na dużych kątach natarcia. Zastosowanie napływów znacząco zwiększa dopuszczalny kąt natarcia samolotu. Klapy przednie wychylają się automatycznie w czasie manewrowania, przy prędkościach poddźwiękowych i kątach natarcia powyżej 9 0 zapewniając opływ skrzydła bez odrywania strumieni powietrza przy dużych kątach natarcia. Powoduje to polepszenie właściwości nośnych skrzydła i zwiększenie doskonałości samolotu. Po wychyleniu klap przednich zmienia się opływ skrzydła oraz usterzenia pionowego, co zwiększa stateczność statyczną samolotu na dużych kątach natarcia. Wychylenie klap przednich praktycznie likwiduje drgania aerodynamiczne i odrywanie strug powietrza. Charakterystyczną cechą układu integralnego płatowca jest wpływ sprężystości konstrukcji na charakterystyki aerodynamiczne samolotu. W efekcie stateczność i sterowność ulegają znacznym zmianom przy zmianie prędkości i wysokości lotu Usterzenie ogonowe Usterzenie ogonowe samolotu składa się z podwójnego statecznika pionowego wraz ze sterem kierunku oraz ruchomego statecznika poziomego znajdującego się w pobliżu cięciwy skrzydła. Takie położenie statecznika poziomego powoduje znaczną nieliniowość charakterystyk podłużnej stateczności samolotu. Statecznik poziomy ma kształt trapezu z dużym kątem skosu krawędzi natarcia (50 0 ), o małym wydłużeniu (2,65) i małej grubości względnej profilu. Kąt wzniosu wynosi minus 3,5 0, oś obrotu statecznika znajduje się pod kątem 45 0 w stosunku do osi podłużnej samolotu na 31% ŚCA statecznika poziomego. Wobec powyższego przy prędkościach poddźwiękowych statecznik poziomy jest przekompensowany aerodynamicznie (środek parcia znajduje się przed osią obrotu), natomiast przy prędkościach naddźwiękowych ma normalną kompensację. Dzięki temu zmniejszyło się ramię między osią obrotu a punktem przyłożenia sił aerodynamicznych podczas lotu z prędkością naddźwiękową, a tym samym zmniejszył się moment przegubowy statecznika poziomego oraz potrzebna moc wzmacniaczy hydraulicznych. W czasie wychylania statecznika poziomego przy prędkościach poddźwiękowych wzmacniacze hydrauliczne przeciwdziałają wychyleniu, ponieważ siły aerodynamiczne działające na statecznik poziomy dążą do wychylenia w skrajne położenie. Przy prędkościach naddźwiękowych siły aerodynamiczne przeciwdziałają wychyleniu statecznika poziomego a wzmacniacze hydrauliczne wykorzystywane są do pokonania powstałego momentu przegubowego. Zastosowane na samolocie MiG-29 wzmacniacze hydrauliczne, pracujące w układzie nieodwracalnym, likwidują zmianę znaku siły sterującej i umożliwiają pilotowi bezpośrednie sterowanie we wszystkich warunkach lotu. Sterowany statecznik poziomy wykorzystywany jest do sterowania podłużnego, kiedy obie połówki statecznika wychylają się w tę samą stronę, natomiast przy sterowaniu względem osi podłużnej wychylają się w przeciwne strony (różnicowo). Przy podłużnym sterowaniu samolotem obie połówki statecznika poziomego wychylają się o kąt od (krawędzią natarcia w górę) do minus 35 0 (krawędź natarcia w dół), przy czym kąt mierzy się w płaszczyźnie prostopadłej do osi obrotu. Różnicowe wychylanie statecznika poziomego ma na celu zwiększenie kątowej prędkości przechylenia na dużych prędkościach lotu (powyżej 540 strona 18/150

21 KIAS), na małej i średniej wysokości lotu, kiedy efektywność lotek znacznie się zmniejsza w rezultacie wpływu małej sztywności konstrukcji i zmniejszenia rozporządzalnej mocy wzmacniaczy hydraulicznych wychylania lotek (ze względu na duże momenty przegubowe). Po wychyleniu drążka sterowego w lewą lub prawą stronę (lotki oraz różnicowo statecznik poziomy) wraz z powstaniem momentu przechylenia pojawia się moment myszkujący. Przy małym kącie natarcia i wychylenia drążka sterowego w lewo lub prawo, moment myszkujący powstały pod wpływem wychylenia elementów sterowania poprzecznego sprzyja zwiększeniu kątowej prędkości przechylenia. Przy kącie natarcia powyżej zmniejsza się kątowa prędkość przechylenia. W związku z tym na samolocie zastosowano automatyczne wyłączanie różnicowego wychylania statecznika poziomego po wychyleniu klap przednich. Usterzenie pionowe samolotu tworzy podwójny statecznik pionowy ze sterem kierunku umiejscowiony po bokach tylnej części kadłuba. Podwójny statecznik pionowy o stosunkowo dużej powierzchni (10,1 m2) oraz wydłużeniu 1,44 odchylony jest od płaszczyzny pionowej o 6 0. Zapewnia wystarczającą stateczność kierunkową w całym użytkowym zakresie prędkości lotu. Wychylenie klap przednich na dużych kątach natarcia polepsza opływ stateczników pionowych, dzięki czemu zachowują one zadowalającą efektywność do kątów natarcia Rola samolotu MiG-29 w strukturze Sił Zbrojnych RP Lekki samolot myśliwski MiG - 29 jest platformą bojową specjalizowaną do wykonywania zadań charakterystycznych dla lotnictwa myśliwskiego tj. prowadzenia działań w relacji powietrze-powietrze. Ponadto, ten typ statku powietrznego może dodatkowo realizować zadania w relacji powietrze-ziemia oraz rozpoznanie powietrzne. W zakresie przygotowania personelu latającego do realizacji zadań, samolot przeznaczony jest do szkolenia i treningu personelu latającego, w dzień i w nocy, wg procedur wykonywania lotów z widzialnością (VFR) i przyrządowo (IFR). Szkolenie i trening personelu latającego prowadzone jest w zakresie: startu, lądowania, pilotowania i nawigowania samolotu w całym użytkowym zakresie prędkości i wysokości lotu; zastosowania radiolokacyjnego kompleksu celowniczego w czasie przechwytywania celów powietrznych; prowadzenia manewrowej walki powietrznej na małych odległościach, z użyciem pocisków rakietowych bliskiego zasięgu i działka; zwalczania celów naziemnych (nawodnych) za pomocą uzbrojenia dedykowanego dla samolotu. strona 19/150

22 Zgodnie z przyjętymi w programach szkolenia zasadami samoloty MiG 29 wykonują typowe zadania zgodnie z typologią działań Sił Powietrznych NATO. Do podstawowych z nich zaliczamy: TI (Tactical Interception) przechwycenie, które może być realizowane w układzie 1v1, 1v2, 2v2; BFM (Basic Fighter Manouvers) walka powietrzna, może być realizowana jako pojedyncza 1v1 albo grupowa; ACT (Air Combat Training) taktyczne zastosowanie bojowe samolotów myśliwskich. Samoloty MiG 29 realizują następujące zadania zgodnie ze standardami NATO: CAO (Counter Air Operations) działania przeciwko zasobom powietrznym przeciwnika, w których można wyszczególnić OCA (Offensive Counter Air) działania ofensywne przeciw zasobom powietrznym przeciwnika oraz DCA (Defensive Counter Air) działania defensywne czyli inaczej obrona powietrzna. ASFAO (Anti Surface Forces Air Operations) zwalczanie celów powierzchniowych. AIR POLICING obrona granic powietrznych państwa/sojuszu. Pierwszoplanowym zadaniem jednostek lotniczych eksploatujących samoloty MiG 29 jest wywiązywanie się z zobowiązań wynikających z naszego członkostwa w Sojuszu Północnoatlantyckim, polegające na stałym uczestnictwie w systemie dyżurowania obrony powietrznej NATO-NATINAMDS (NATO Integrated Air and Missile Defence System ). Jednostki te są w pełni przygotowane do współdziałania z Siłami Powietrznymi NATO, co potwierdza realizowana dotychczas sześciokrotnie misja sojuszniczego nadzoru przestrzeni powietrznej państw bałtyckich w ramach Polskiego Kontyngentu Wojskowego ORLIK. Wstąpienie Polski do NATO wygenerowało konieczność uzyskania kompatybilności i interoperacyjności zarówno w odniesieniu do sprzętu latającego jak i systemów oraz zasad prowadzenia działań. Na rysunku 6 przedstawiono asystę MiG 29 podczas lotu samolotu E-3A AWACS. strona 20/150

23 Rys. 6. MiG 29 i samolot E-3A AWACS Podstawowe misje jednostek lotnictwa taktycznego wynikają z ich miejsca w strukturach narodowych, jak również z zobowiązań sojuszniczych NATO. Należą do nich : Zapewnienie bezpieczeństwa w czasie pokoju : monitorowanie i ochrona przestrzeni powietrznej oraz wspieranie ochrony granicy lądowej oraz wód terytorialnych, prowadzenie działalności rozpoznawczej, prowadzenie współpracy wojskowej w zakresie rozwoju i stosowania środków budowy zaufania i bezpieczeństwa w bezpośrednim sąsiedztwie Polski i na świecie, implementacja porozumień i postanowień rozbrojeniowych, wspieranie władz państwowych oraz administracji publicznej w reagowaniu na zagrożenia nie militarne głównie klęski żywiołowe i katastrofy, prowadzenie działań poszukiwawczo-ratowniczych. Wspieranie procesu stabilizacji i operacji humanitarnych: udział w operacjach utrzymania pokoju prowadzonych przez NATO, UE i ONZ oraz wynikających z porozumień międzynarodowych, strona 21/150

24 wspieranie operacji humanitarnych przeprowadzonych przez organizacje międzynarodowe, rządowe i inne. Misje zapobiegania konfliktom lokalnym i regionalnym oraz udział w ich rozwiązywaniu: obrona terytorium kraju, udział w likwidacji konfliktu lokalnego lub regionalnego na obszarze NATO, udział w likwidacji konfliktu lokalnego lub regionalnego poza obszarem odpowiedzialności NATO. Misje udziału w działaniach antyterrorystycznych: prowadzenie działań prewencyjnych, obrona przed atakami terrorystycznymi, udział w czynnym zwalczaniu terroryzmu, udział w likwidacji skutków działań terrorystycznych. Misja odparcia ataku strategicznego: udział w strategicznej operacji obronnej RP, udział w operacji obronnej poza obszarem kraju, odpowiednio do zobowiązań sojuszniczych i koalicyjnych. Jednostki lotnicze wyposażone w samoloty MiG - 29 przeznaczone są do zwalczania środków napadu powietrznego. W ramach tych przedsięwzięć, zgodnie z aktualną doktryną Sił Powietrznych NATO, działają w zintegrowanym systemie obrony powietrznej oraz w narodowym systemie obronności, jako jednostka lotnictwa myśliwskiego wspólnie z innymi komponentami sił zbrojnych biorąc udział w realizacji trzech rodzajów zadań stawianych Siłom Zbrojnym, tj: Zadań obronnych podczas wojny : osłona powietrzna przydzielonych rejonów, zwalczanie Środków Napadu Powietrznego przeciwnika poza zasięgiem oddziaływania przeciwlotniczych zestawów rakietowych, osłona skrzydeł lub czasowe uzupełnienie luk pomiędzy rejonami działania wojsk rakietowych, tworzenie rejonów skupienia wysiłku poprzez wzmocnienie jednostek wojsk rakietowych w określonym miejscu i czasie, strona 22/150

25 osłona własnych operacji powietrznych, lądowych i morskich. Zadań prewencyjnych i stabilizacyjnych podczas pokoju: obrona nienaruszalności przestrzeni powietrznej w okresie pokoju (Air Policing), jest to najbardziej powszechne zadanie, które jest realizowane przez lotnictwo myśliwskie, kontrola ruchu lotniczego w polskiej przestrzeni powietrznej, szkolenie bojowe podległego personelu. Zadań reagowania kryzysowego. Jednostka lotnicza, działając jako element, zadaniowych sił cywilno - wojskowych lub też wykonując działania samodzielnie, spełnia bardzo ważną rolę niemal w każdym konflikcie czy też w operacjach militarnych prowadzonych od zakończenia zimnej wojny. Doświadczenia te wskazują, że oprócz tradycyjnych zastosowań militarnych i zadań operacyjnych lotnictwo wykorzystywane jest coraz częściej do zadań wykraczających poza ugruntowane ustalenia doktrynalne powstałe w czasie zimnej wojny. Początek XXI wieku, to wyznaczenie nowych zadań operacyjnego użycia lotnictwa, m.in. wymuszenie respektowania stref zakazu lotów, wsparcie sił pokojowych, zwiększenie zaangażowania w operacjach ewakuacyjnych osób niewalczących, zwalczanie zorganizowanej przestępczości i co wydaje się najistotniejsze, aktywne zwalczanie terroryzmu, zwłaszcza powietrznego Wydzielone jednostki Sił Powietrznych włączone są w system całodobowego nadzorowania przestrzeni powietrznej Paktu (patrz rysunek 7), NATINAMDS (NATO Integrated Air and Missile Defece System Zintegrowany System Obrony Powietrznej i przeciwrakietowej NATO). strona 23/150

26 Rys. 7. MiG 29 i włoskie samoloty Eurofighter (Air Policing nad Litwą) Zasadniczym sposobem działania Zintegrowanego Systemu Obrony Powietrznej NATO, jest Air Policing. Poszczególne państwa Sojuszu są zobowiązane do wydzielenia zasobów QRA(I) Quick Reaction Alert (Interceptor)- siły alarmowe szybkiego reagowania. Siły te są głównym elementem wyznaczonym do wykonywania misji Air Policing, jednocześnie są bardzo istotnym elementem polityki prowadzonym w celu odstraszania militarnego w Pakcie Północnoatlantyckim. Na obszarze naszego kraju zadanie to realizowane jest przez utrzymywanie w Siłach Powietrznych wydzielonych sił oraz środków w ramach dyżurów bojowych, obejmują one samoloty myśliwskie, stanowiska dowodzenia oraz środki rozpoznania radiolokacyjnego. Siły te pełnią dyżury bojowe w ramach zintegrowanego systemu obrony powietrznej. W takim systemie działają jednostki lotnictwa taktycznego, pełniące całodobowe dyżury bojowe w ramach systemu NATINAMDS. Do dyżuru wyznaczonych jest dwóch pilotów oraz personel techniczny, zabezpieczający przygotowanie samolotów do sprawnego startu oraz do szybkiego odtworzenia ich gotowości bojowej po wylądowaniu. Podstawowym sprzętem są samoloty typu MiG-29, samoloty te uzbrojone są w pociski rakietowe, komplet amunicji do działka oraz wyposażone w dodatkowe zbiorniki paliwa. strona 24/150

27 Piloci samolotów pełniący dyżury w ramach NATINAMDS przygotowani są do realizacji zadań, które obejmują głównie przechwytywanie obcych lub też zakwalifikowanych jako potencjalnie wrogie statki powietrzne (zalicza się do tej kategorii również statki powietrzne użyte do dokonania ataku terrorystycznego), dodatkowo przechwytywane są statki powietrzne naruszające ustalone warunki lotu. W ramach wykonywania tych zadań wykonywane są: wzrokowa identyfikacja (visual identification interrogation) działania, które podejmowane są jako próba zidentyfikowania przynależności państwowej samolotu naruszyciela lub obserwacja zachowania się danego statku powietrznego; interwencja (intervention) działania, które podejmowane są w celu zmuszenia do przyjęcia przez naruszyciela nakazanych warunków lotu. W tym celu zostały określone standardowe sygnały wzrokowego dowodzenia. Określone są one przez Międzynarodową Organizację Lotnictwa Cywilnego (International Civil Aviation Organization ICAO). Celem tych działań jest doprowadzenie do opuszczenia przez przechwytywany samolot kontrolowanej przez NATO przestrzeni powietrznej, ewentualnie zmuszenie go do wykonania lądowania na wskazanym przez samoloty przechwytujące lotnisku; atak (engagement) stosuje się w sytuacji, gdy wcześniej podjęte środki nie dają pożądanych rezultatów. Wtedy uprawniona do tego osoba, zgodnie z obowiązującymi procedurami (Dyżurny Dowódca OP występuje do Ministra Obrony Narodowej o podjęcie decyzji zestrzelenia takiego statku powietrznego, jeśli Minister ON podejmuje taką decyzję przeprowadzona zostaje wzajemna identyfikacja według określonych kodów) podejmuje w takim przypadku decyzję o wykorzystaniu uzbrojenia przez parę dyżurną w stosunku do przechwytywanego statku powietrznego (naruszyciela); dodatkowo możliwe jest wykorzystanie sił dyżuru do wykonywania innych zadań, do których zaliczyć można np. eskorta samolotu VIP lub udzielanie pomocy statkom powietrznym będącym w niebezpieczeństwie. Samoloty wraz z załogami wyznaczone do pełnienia dyżuru znajdują się w odpowiedniej gotowości do startu (Readiness State - RS). Zapewnia to odpowiedni czas reakcji na uaktywnienie zgodne z trzema następującymi kategoriami (sygnałami ) alarmowymi: Alpha Scramble (A) jest to czynna misja realizowana w ramach systemu obrony powietrznej w celu obrony nienaruszalności przestrzeni powietrznej lub przeciwdziałania zagrożeniom terrorystycznym z powietrza, czy też pomoc udzielana statkom powietrznym w strona 25/150

28 niebezpieczeństwie. W przypadku samolotów wykonujących zadania określone jako Alpha są one traktowane w sposób priorytetowy w ruchu lotniczym. W przypadku ustania przyczyny ogłoszenia kategorii Alpha można zmienić ją na kategorię Tango. Tango Scramble(T) jest zaplanowanym ćwiczeniem mającym na celu doskonalenie załóg w wykonywaniu zadań w systemie OP. Lot taki wykonuje się zgodnie z obowiązującymi zasadami ruchu lotniczego. Charakterystyczną cechą tego rodzaju misji jest to, iż o fakcie ogłoszenia alarmu strony nie są wcześniej informowane. Kontrolerom dyżurnym oraz jednostkom lotniczym wyznacza się cel zadań realizowanych w czasie lotu. W większości przypadków są to zadania praktycznego przechwytywania, rozpoznania, identyfikacji oraz trenowanie procedury nawiązania łączności i doprowadzenia statku powietrznego na wyznaczone lotnisko. Sierra (S) jest to sygnał, który stosuje się w celu kontrolnych jak również szkoleniowych. Kontroli podlega czas reakcji sił dyżurnych. Podczas tego rodzaju sygnały wykonuje się wszystkie nakazane instrukcjami procedury do wykołowania samolotów włącznie, bez wykonania startu. W przypadku, gdy po przeprowadzeniu próby identyfikacji przez środki elektroniczne oraz proceduralne, obiekt powietrzny zostaje nierozpoznany lub zakwalifikowany do jednej z trzech kategorii Renegade, który może być użyty do dokonania ataku terrorystycznego, to wtedy zarządzany jest alarm. Kontroler dyżurny CAOC (Combined Air Operation Centre Połączone Centrum Operacji Powietrznych), lub w przypadku ogłoszenia alarmu w systemie narodowym przez COP (Centrum Operacji Powietrznych), wydaje rozkaz oraz nadaje odpowiednią kategorię alarmu. Rozkaz ten przekazywany jest poprzez kontrolera samolotów myśliwskich FICO (Fighter Controller ) za pomocą środków łączności do ośrodka operacyjnego bazy lotniczej. W przypadku jednostki lotniczej sygnał taki trafia do kontrolera lotniska, który po otrzymaniu rozkazu ( Scramble Order), ogłasza alarm parze dyżurnej oraz jednocześnie uruchamia środki naziemnego zabezpieczenia lotów (radiolatarnie prowadzące, radiolokacyjny system bliskiej nawigacji, radiolokacyjny system lądowania, oświetlenie drogi startowej i dróg kołowania oraz innych niezbędnych do bezpiecznego wykonania zadania środków i systemów). Po otrzymaniu sygnału załogi dyżurne zajmują miejsca w kabinach i uruchamiają silniki oraz po dokonaniu sprawdzenia poszczególnych systemów wykonują start, przyjmując standardowe parametry dla lotu wykonywanego na przechwycenie. Po starcie strona 26/150

29 dowódca załogi nawiązuje łączność stanowiskiem dowodzenia, które przejmuje dowodzenie nad parą dyżurną, z reguły jest nim Punkt Naprowadzania, z którego podawane są skorygowane: kurs, wysokość i prędkość. Podczas zbliżania do przechwytywanego obiektu, dowódca dyżurnej załogi przeprowadza próbę nawiązania z nim łączności radiowej na ustalonej międzynarodowej częstotliwości ratunkowej (121.5 lub MHz). Polecenia te są traktowane priorytetowo i są nadrzędne nad poleceniami wydawanymi przez organy służb ruchu lotniczego. Jeżeli próby nawiązania łączności oraz identyfikacja elektroniczna nie przynoszą pozytywnego rezultatu samoloty przechwytujące przystępują do identyfikacji wzrokowej oraz przekazywania sygnałów wzrokowego dowodzenia. Identyfikacja wzrokowa polega na określeniu: typu statku powietrznego, jego przynależności państwowej i odczytaniu znaków rejestracyjnych lub numerów burtowych, prędkości, wysokości lotu, kursu oraz jeśli jest to samolot wojskowy określenie czy posiada uzbrojenie. Podczas tej identyfikacji ważnym elementem jest określenie zachowania się naruszyciela. W czasie tej fazy lotu ważne jest dostosowanie parametrów lotu samolotów przechwytujących do przechwytywanego statku powietrznego czyli dostosowanie prędkości zarówno postępowej jak również pionowej oraz przechylenia. Ma to znaczenie zwłaszcza podczas przechwytywania dużych samolotów komunikacyjnych, które posiadają ograniczone możliwości manewrowe. W czasie interwencji jeden z samolotów przechwytujących zajmuje pozycję z przodu nieco wyżej z lewej lub z prawej strony, ma to na celu zaznaczenie swojej obecności, jak również wskazanie jakiego rodzaju manewry zobowiązany jest wykonywać statek powietrzny objęty interwencją. Manewry te podobnie jak w przypadku standardowych komend są ustalone i zgodne z międzynarodowymi przepisami. Jeśli na przekazywane polecenia brak jest reakcji ze strony przechwytywanego, jest on kwalifikowany do kategorii Probable Renegade - prawdopodobny, jednocześnie samoloty przechwytujące mogą oddać strzały ostrzegawcze przed samolotem przechwytywanym polegające na serii strzałów amunicją smugową z pokładowej broni. Decyzja odnośnie oddania strzałów ostrzegawczych leży w kompetencji Dyżurnego Dowódcy Obrony Powietrznej. Decyzja jest przekazywana dowódcy pary dyżurnej za pośrednictwem punktu naprowadzania. Dowódca załogi przed oddaniem serii ostrzegawczej jest zobowiązany do przeprowadzenia identyfikacji oraz potwierdzenia rozkazu. Jeżeli oddanie strzałów ostrzegawczych nadal nie daje rezultatu przechwytywany statek powietrzny jest sklasyfikowany strona 27/150

30 do kategorii Confirmed Renegade - potwierdzony, co daje podstawę Dyżurnemu Dowódcy OP o wystąpienie do Ministra MON o zestrzelenie takiego obiektu. Następuje wzajemna identyfikacja oraz potwierdzenie zgody na zestrzelenie. Po wykonaniu zadania, para dyżurna jest kierowana, w zależności od sytuacji, na macierzyste lub zapasowe lotnisko. Zaprezentowane powyżej zasady wykorzystania samolotu MiG 29 przedstawiają spektrum jego użycia w czasie pokoju i wojny zgodnie z zasadniczym przeznaczeniem. Mając na uwadze doskonałe właściwości aerodynamiczne jakie posiada ten typ statku powietrznego jest on bardzo dobrym samolotem do prezentowania w powietrzu możliwości pilotażowych. Stąd też często wykonywane loty na pokazy lotnicze do różnych miejsc na terenie Europy. Na wielu lotniskach wykorzystywanych do tego typu przedsięwzięć istnieje odmienne od naszego podejście do zasad i norm utrzymania nawierzchni lotniskowych, stąd często duże ryzyko uszkodzenia silników zassaniem ciał obcych. Każdorazowo przy przygotowywaniu takiego wylotu prowadzona jest dogłębna analiza możliwości zaistnienia tego typu zdarzeń, co prowadzi czasem do zmiany lotniska bazowania samolotu pokazowego, przez co nie może on brać udziału w wystawie statycznej na ziemi, a tylko i wyłącznie w pokazie w powietrzu ze startem i lądowaniem z innego lotniska. Dokonywanie tego typu analiz zmniejsza ryzyko uszkodzeń zespołów napędowych, wpływając jednocześnie na podniesienie poziomu bezpieczeństwa latania przy wykonywaniu tych zadań. strona 28/150

31 3. Budowa i charakterystyka zespołu napędowego samolotu MiG-29 Zespół napędowy samolotu bojowego stanowi silnik odrzutowy oraz szereg agregatów i urządzeń, których zadaniem jest zapewnienie ciągu niezbędnego do wykonania lotu oraz realizacji stawianych przed samolotem zadań, wynikających z jego przeznaczenia. Podstawowym elementem każdego zespołu napędowego jest silnik. Niezwykle dynamiczny rozwój lotnictwa sprawił, że już od lat pięćdziesiątych XX w. podstawowym silnikiem wykorzystywanym w samolotach bojowych jest turbinowy silnik odrzutowy. W początkowym okresie jego eksploatacji był to z reguły silnik jednowirnikowy, jednoprzepływowy a obecnie jest to zasadniczo silnik dwuwirnikowy dwuprzepływowy. Zastosowanie napędu odrzutowego było koniecznością w czasach dążenia do latania ciągle wyżej i szybciej. Wybór silnika (zespołu napędowego) dla samolotu bojowego powinien być realizowany w oparciu o następujące charakterystyki i cechy: charakterystyki obrotowe, a zwłaszcza prędkościowe i wysokościowe; niezawodność i podatność eksploatacyjną; odporność na uszkodzenia i zniszczenie; ekonomiczność (koszty zakupu i eksploatacji oraz zużycie paliwa, od którego zależy przede wszystkim zasięg samolotu, a dla maszyny bojowej taktyczny promień działania, który jest wyznacznikiem przestrzennych możliwości bojowych). Zaprojektowanie samolotu z silnikiem, który odpowiada wyspecyfikowanym charakterystykom oraz posiada pożądane cechy to tylko część drogi, którą mają do pokonania konstruktorzy z biur projektowych. Jest mianowicie jeszcze jeden problem, niezwykle istotny na etapie projektowania samolotu bojowego czy ma on być samolotem jedno czy dwusilnikowym? Grupę szczególną, która nie będzie w tym opracowaniu rozpatrywana stanowią samoloty bombowe z założenia wielosilnikowe. W ostatnim pięćdziesięcioleciu układy konstrukcyjne jedno i dwusilnikowe dla samolotów bojowych powstawały w ilościach porównywalnych. Część biur konstrukcyjnych preferuje konstrukcje dwusilnikowe np. Eurofighter, Sukchoj (Su-27, Su-30, Su-35), McDonell Douglas (F-18), Dassault (Rafale), a część jednosilnikowe np. SAAB (JAS-39 Gripen). Niektóre biura, jak Lockheed Martin budują samoloty w obu konfiguracjach (F-16, F-22). Argumenty o przydatności każdego z nich dostarczała eksploatacja w warunkach pokojowych, jak również wnioski z ich zastosowania w konfliktach zbrojnych. Pierwotnie wygenerowana bardzo negatywna opinia o jednosilnikowych zespołach napędowych miała swoją genezę w poziomie niezawodności samolotu Lockheed F-104 Starfighter, wyposażonego w silniki General Electric J79, gdzie współczynnik utracenia samolotów wynosił 27,2 na 100 tysięcy godzin nalotu (w tym 10 ze względu na silnik). Jednakże podczas konfliktu wietnamskiego samoloty dwusilnikowe, takie jak Douglas F-4 Phantom oraz Grumman A-6 były częściej strącane niż maszyny jednosilnikowe. Można mniemać, że było to swego rodzaju naturalną konsekwencją wielkości samolotu (łatwiejszy do trafienia cel) i rodzaju zadań przez te typy wykonywanych (loty na małych wysokościach duże ryzyko trafienia nawet z broni strzeleckiej) [13]. strona 29/150

32 Rys. 8. Obszary zastosowań silników turbinowych: 1 silniki turbinowe śmigłowcowe i wspomagające; 2 turbinowe silniki śmigłowe; 3 jedno i dwuprzepływowe turbinowe silniki odrzutowe; 4 dwuprzepływowe silniki odrzutowe z dopalaniem; 5 jednoprzepływowe silniki odrzutowe z dopalaniem; 6 układy mieszane turbo-strumieniowe; 7 hiperdźwiękowe silniki strumieniowe. Na rysunku 8 pokazano obszar zastosowań silników turbinowych z ograniczeniami wytrzymałościowymi i aerodynamicznymi. Tabela 1. Wykaz samolotów poddanych porównaniu Dane MiG-29 F-16C Su-22 Masa pustego samolotu [kg] , , ,0 Masa samolotu do startu , , ,0 Maks. masa samolotu do , , ,0 Powierzchnia nośna [m 2 ] 38,056 27,87 38,49 Aktualnie w Siłach Powietrznych RP eksploatowane są trzy typy samolotów bojowych, tabela 1. Są to: samolot wielozadaniowy F-16 (z silnikiem F100-PW-229), samolot myśliwski MiG-29 (z dwoma silnikami RD-33) i samolot myśliwsko-bombowy SU-22 (z silnikiem AŁ-21F-3). Podstawowe parametry tych samolotów, istotne z punktu funkcjonowania zespołu napędowego przedstawione są w tabeli 1. Zasadniczym celem niniejszego rozdziału jest przeprowadzenie analizy porównawczej silnika RD-33samolotu MiG-29 z silnikami pozostałych samolotów bojowych Sił Powietrznych RP. Schemat ideowy silnika RD-33, z przebiegiem obliczonych, podstawowych parametrów gazodynamicznych (temperatury, ciśnienia i prędkości) przedstawia rysunek 9. strona 30/150

33 Rys. 9. Schemat dwuprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego z naniesionym przebiegiem zmian podstawowych parametrów gazodynamicznych; 1 wentylator; 2 sprężarka wysokiego ciśnienia; 3 komora spalania; 4 turbina wysokiego ciśnienia; 5 turbina niskiego ciśnienia; 6 dopalacz [13] Porównanie wybranych parametrów silników RD-33, F100-PW-229 i AŁ-21F-3 przedstawione zostało w tabeli oraz rysunkach w dalszej części tekstu. Do podstawowych parametrów zostały zaliczone: ciąg silnika z dopalaniem (Kdp) i bez dopalania (K); masa jednostkowa (mj); temperatura przed turbiną (T 3 ); stopień dwuprzepływowości (m ). Tabela 2. Charakterystyka silników odrzutowych poddanych porównaniom Dane RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F Ciąg bez dopalania i z dopalaniem [kn] 2 50,0 79,2 76,5 2 82,0 129,4 109,8 Procentowy przyrost ciągu po włączeniu 64,0 63,4 43,5 dopalania Ciąg/masa [%] pustego samolotu [kn/kg] 0,0092 0,0096 0,0072 strona 31/150

34 Ciąg/masa startowa samolotu [kn/kg] 0,0070 0,0063 0,0063 Ciąg/masa maks. samolotu [kn/kg] 0,0060 0,0041 0,0039 Ciąg/pow. nośna samolotu [kn/m 2 ] 2,63 2,84 1,99 Cj na zakresie startowym [kg/dan*h] 0,76 0,74 0,88 Cj na zakresie dopalania [kg/dan*h] 2,05 2,09 1,9 Masowe natężenie przepływu [kg/s] 2 77,0 120,0 104 Stopień podziału masowego natężenia 0,47 0,36 0 Spręż silnika [ ] < 22,0 32,0 14,6 Spręż wentylatora < 3, Temperatura przed turbiną wysokiego Sprężarka [K] osiowa osiowa osiowa Liczba stopni sprężarki 4F+9S 3F+10S 14S Komora spalania pierścieniowa pierścieniowa rurowopierścieniowa Turbina Masa [kg] Prędkość obrotowa maks. sprężarki WC [obr./min.] Prędkość obrotowa maks. sprężarki NC [obr./min.] W tabeli 2 zestawiono elementy składowe oraz parametry układów napędowych analizowanych samolotów. Z wyników analizy tych parametrów wynika, że pojedynczy silnik RD-33 ustępuje pod względem uzyskiwanej siły ciągu dwóm pozostałym silnikom. Tutaj ujawniają się podstawowe zalety dwusilnikowego zespołu napędowego w jaki wyposażony jest samolot MiG- 29. Dwa silniki zapewniają mu bardzo dobre parametry dynamiczne (nadmiar ciągu) i zdwojoną zdolność przetrwania dzięki napędowi. Silnik F100-PW-229 osiąga większą wartość siły ciągu, co wynika bezpośrednio z większej wartości temperatury przed turbiną (T 3 =1675K) i masowego natężenia przepływu (m 120 kg ), przy wartości m 77 kg dla silnika RD-33. W przypadku s s silnika AŁ-21F-3, przy mniejszej wartości temperatury przed turbiną ma on większą wartość masowego natężenia przepływu (m 104 kg ), co z podstawowego równania na wartość siły s ciągu daje jej większą wartość. Z danych zawartych w tabeli 2 wynika, że dokonana została analiza wartości ciągu zespołu napędowego do podstawowych mas wszystkich trzech rozpatrywanych samolotów tzn. do masy pustego samolotu, do masy startowej i do masy maksymalnej. Przy rozpatrywaniu relacji ciągu silnika do masy pustego samolotu widoczna jest przewaga silnika F100-PW-229 (0,0092 kn/kg) nad RD-33 o 4,6%, natomiast w stosunku do AŁ-21F-3 o 26,5%. Poddając analizie masy startowe i masy maksymalne samolotów uwidacznia się przewaga MiG-29 nad dwoma strona 32/150

35 pozostałymi typami samolotów. MiG-29 ma większą wartość siły ciągu na jednostkę masy, co daje w sytuacji rozpatrywania masy startowej do siły ciągu 0,0070 kn/kg, a to z kolei oznacza współczynnik większy o 8,7% od F-16 i o 9,6% od samolotu SU-22. Przy rozpatrywaniu stosunku masy maksymalnej do siły ciągu dla dwóch silników RD-33 współczynnik ten ma wartość 0,0060 kn/kg, tzn. większy o 31% od F100-PW-229 i o 32,4% od AŁ-21F-3. Na rysunku 10 przedstawiono wartości ciągu trzech wybranych samolotów w zakresie pełnego ciągu. 2 x RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F-3 Rys. 10. Ciąg silnika (D zakres pełnego dopalania) K = f (m, c 5, V H, p 5, p H, A 5 ) równanie podstawowe na wartość siły ciągu gdzie: m = f(ρ, c, A) masowe natężenie przepływu strumienia; c 5 = f(η i, π,t 3 ) prędkość wypływu spalin z dyszy; V H prędkość lotu; p 5 ciśnienie na wyjściu z dyszy silnika; p H ciśnienie atmosferyczne. W przypadku porównywania stosunku siły ciągu do powierzchni nośnej samolotu, to dla zespołu napędowego samolotu MiG-29 wynosi on 2,63 kn/m 2 i jest mniejszy o 8,1% od F-16, a większy o 24,4% od współczynnika dla Su-22. Naturalnie najkorzystniejszą relację tych parametrów posiada samolot konstrukcji amerykańskiej. Do analizy ekonomicznej pracy turbinowych silników odrzutowych wykorzystuje się jednostkowe zużycie paliwa c j, które jest podstawą do strona 33/150

36 obliczania długotrwałości i zasięgu w przyjętych warunkach lotu i zakresach pracy silnika (silników). c j = f(m, ξ KS, π,, η S, η r ) gdzie: m stopień podziału masowego natężenia przepływu; ξ KS współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania; π spręż silnika; stopień podgrzania czynnika roboczego; η s sprawność procesu sprężania w silniku; η r sprawność procesu rozprężania w silniku. Rys. 11. Zależność jednostkowego zużycia paliwa w odniesieniu do współczynnika podziału masowego natężenia przepływu Jednostkowe zużycie paliwa, przedstawione na rysunku 11, jest funkcją złożoną, na którą najbardziej istotny wpływ wywiera stopień podziału masowego natężenia przepływu m. Ponadto na jej przebieg wpływają: współczynnik wydzielania ciepła w komorze spalania ξ KS, stopień podgrzania czynnika roboczego, oraz sprawność procesu sprężania η s i rozprężania η r powietrza w danym silniku. strona 34/150

37 Rys.12. Jednostkowe zużycie paliwa Analiza porównawcza trzech rozpatrywanych silników wskazuje, że najmniej ekonomiczny jest silnik AŁ-21F-3 (rys. 12), ponieważ do wytworzenia 1 dan ciągu w czasie jednej godziny lotu potrzebuje 0,90 kg paliwa, silniki RD-33 0,76 kg a silnik F100-PW-229 0,74 kg. Przy rozpatrywaniu tej zależności wyraźnie widać przewagę obu silników dwuprzepływowych nad jednoprzepływowym AŁ-21F-3, wynikającą między innymi z faktu, że zwiększanie stopnia podziału masowego natężenia przepływu zwiększa ekonomiczność turbinowych silników odrzutowych. Należy zwrócić uwagę, że przy większym stopniu dwuprzepływowości silnika RD- 33 (m = 0,47) zużywa on więcej paliwa aniżeli F100-PW-229, który posiada mniejszy stopień dwuprzepływowości (m = 0,36). Najprawdopodobniej jest to wynik gorszych sprawności zespołu sprężarkowego. Przy pracy na zakresie pełnego dopalania silniki RD-33 zużywają 2,05 kg/danh paliwa, a silnik F100-PW-229 porównywalną ilość równą 2,09 kg/danh i przewyższają pod tym względem jednoprzepływowy silnik AŁ-21F-3, który potrzebuje 1,9 kg/danh. Różnice w jednostkowym zużyciu paliwa nie są bardzo istotne ze względu na relatywnie krótki czas pracy silnika na zakresie dopalania [13]. Istnieje możliwość analizowania aspektów ekonomicznych eksploatacji porównywanych silników przy uwzględnieniu ich pracy na zakresie dopalania. Można mianowicie przeanalizować poprzez określenie wartości przyrostu zużycia paliwa w wyniku włączenia dopalania w odniesieniu do relacji ciągu z włączonym dopalaniem do ciągu na zakresie maksymalnym. c j c j = K dop Kmax strona 35/150

38 Wartość ta może być określona jako skuteczność dopalacza i została wyliczona dla analizowanych zespołów napędowych, co przedstawia rysunek 13. Skuteczność zespołu napędowego samolotu F-16 na zakresie dopalania jest lepsza o 47,5% od zespołu napędowego samolotu MiG-29, również pracującego na zakresie dopalania. 2 x RD-33 F100-PW-229 AŁ-21F-3 Rys. 13. Wskaźnik skuteczności dopalacza Kolejnym parametrem, który ilustruje zaawansowanie technologiczne jest tzw. masa jednostkowa silnika, wiążąca dwa istotne parametry tj. masę i ciąg silnika. Na rysunku 7 przedstawiono masy silników. Współczynnik określa masę silnika konieczną do wytworzenia jednostkowej wartości siły ciągu. W przypadku RD-33, na zakresie pracy bez dopalania na 1daN siły ciągu przypada 0,19 kg masy konstrukcji silnika, dla silnika F100-PW-229 jest to masa 0,21 kg, natomiast dla AŁ-21F-3 odpowiednio 0,22 kg. Z powyższego wynika, że najbardziej korzystną relację ma silnik RD-33, co wynika bezpośrednio z faktu, że im mniejsza masa jednostkowa silnika tym efektywniej może być on wykorzystany w prowadzeniu realnych działań. Rozwój nowych technologii, materiałów i systemów projektowania pozwala uzyskiwać coraz mniejsze wartości mas silników, co wiąże się również z ilością elementów tworzących silnik. Silnik Rolls-Royce Spey do samolotu F-4 Phantom posiadał 17-to stopniową sprężarkę (spręż 20,0), silnik RB.199 do samolotu Tornado ma już tylko 12 stopni (spręż 23,0), a w przypadku silnika EJ-200 do samolotu Eurofighter, liczba stopni sprężarki zmalała do ośmiu przy sprężu 26,0. strona 36/150

39 Rys. 14. Masa jednostkowa silnika MiG-29 jest lekkim, wysokomanewrowym, naddźwiękowym samolotem myśliwskim, który został skonstruowany w układzie aerodynamicznym stanowiącym połączenie skrzydeł i kadłuba w jedną wielką powierzchnię nośną. Zespół napędowy samolotu stanowią dwa turboodrzutowe dwuprzepływowe silniki RD-33 z dopalaniem (patrz rysunek 14), dwa prostokątne podskrzydłowe, naddźwiękowe dyfuzory wlotowe oraz skrzynka napędu agregatów. Podstawowym ich zadaniem jest zapewnienie ciągu niezbędnego do realizacji stawianych przed samolotem zadań, w całym zakresie eksploatacyjnych wysokości, prędkości lotu oraz przeciążeń przy jednoczesnym zapewnieniu stabilnej pracy zespołu napędowego. Na rysunku 15 przedstawiono zdjęcie, na którym wyraźnie widać ślad kondensacyjny wokół samolotu ukazujący jak złożony jest ruch samolotu bojowego podczas manewrów. Gwałtowne zmiany w locie powodują wystąpienie zmiennych w czasie, dodatkowych obciążeń silników, które będąc newralgicznymi częściami samolotu narażone są w locie manewrowym na dodatkowe obciążenia niszczące. strona 37/150

40 Rys. 15. Manewr samolotu z dużym przeciążeniem (Stowarzyszenie SPOTTER) [1,3] Silnik RD-33 to silnik dwuwałowy, dwuprzepływowy, ze sprężarką niskiego i wysokiego ciśnienia, z pierścieniową komorą spalania, jednostopniową turbiną niskiego ciśnienia i jednostopniową turbiną wysokiego ciśnienia, mającymi wspólną komorę dopalania oraz regulowaną, naddźwiękową dyszą wylotową. W skład silnika RD-33 wchodzą [1]: Wirnik niskiego ciśnienia (WNC) z osiowym czterostopniowym wentylatorem i jednostopniową turbiną osiową, chłodzoną powietrzem (aparat dyszowy i łopatki turbiny); Wirnik wysokiego ciśnienia (WWC) z osiową dziewięciostopniową sprężarką i jednostopniową turbiną, chłodzoną powietrzem. Łopatki wejściowego aparatu kierującego pierwszych dwóch stopni są regulowane w zależności od kąta natarcia; Pierścieniowa komora spalania z wtryskiwaczami paliwa, znajdującymi się na ogólnym kolektorze; Komora dopalacza ze wstępnym mieszaniem przepływów przed kolektorem dopalacza; Naddźwiękowa dysza wylotowa z płynną regulacją przepływu krytycznego i wylotowego; Skrzynka napędu agregatów silnika z napędem od wirnika wysokiego ciśnienia; Układ automatycznej regulacji i sterowania silnikiem; Układ uruchamiania; Instalacja olejowa; Instalacja poboru powietrza; Instalacja kontroli parametrów pracy silnika. Zespół napędowy samolotu na ziemi uruchamia się za pomocą rozrusznika turbinowego, przekazującego napęd na silniki za pomocą skrzynki napędu agregatów. Wykorzystuje się do strona 38/150

41 tego lotniskowe źródło zasilania lub akumulatory pokładowe. Układ uruchamiania zespołu napędowego zapewnia: oddzielne uruchamianie silników na lotnisku w dowolnej kolejności; kolejne uruchomienie dwóch silników; zimny rozruch silników i rozrusznika turbinowego; automatyczne, półautomatyczne lub ręczne uruchomienie silników w powietrzu; rozruch wyprzedzający w powietrzu podczas odpalania pocisków rakietowych lub strzelania z działka. Uruchomienie silnika na ziemi przebiega w sposób następujący (1): po naciśnięciu przycisku uruchomienia GND START uruchamia się rozrusznik turbinowy i włącza układ zapłonu silnika. Świeci przy tym lampka sygnalizacyjna uruchomienie lewego (prawego) silnika LH (RH) ENGINE START. Sprzęgło rozrusznika turbinowego łączy się z uruchamianym silnikiem, po czym rozrusznik turbinowy napędza wirnik sprężarki wysokiego ciśnienia. Przy prędkości obrotowej WWC 35% wyłącza się automat zapłonowy, gaśnie przy tym lampka uruchomienia silnika, a przy prędkości obrotowej WWC 50% rozrusznik turbinowy odłącza się od automatu uruchamiania silnika. Automatyczne (kolejne) uruchomienie dwóch silników wykonuje się w następujący sposób: przełącznik zakresu uruchomienia w położenie start dwóch START BOTH, przy dźwigniach sterowania silnikami (DSS) w położeniu odpowiadającym minimalnej prędkości obrotowej oraz naciśnięciu przycisku GND START silniki uruchamiają się automatycznie. Rozrusznik turbinowy poprzez skrzynkę napędu agregatów napędza początkowo prawy silnik, zapewniając jego uruchomienie i osiągnięcie obrotów WWC nie mniejszych niż 50%. Po otrzymaniu z bloku komend granicznych prawego silnika sygnału n 50% rozrusznik turbinowy wyłącza się na 10 s, aby zapobiec uderzeniowemu połączeniu się sprzęgła rozrusznika turbinowego z wałem lewego silnika. Po 10 s następuje uruchomienie lewego silnika, przy czym rozrusznik turbinowy pracuje do osiągnięcia przez ten silnik n 50% Liczba wszystkich zarejestrowanych uszkodzeń SP Liczba zarejestrowanych uszkodzeń związanych z silnikiem strona 39/150

42 Rys. 16. Liczba uszkodzeń statków powietrznych związanych z niesprawnością zespołów napędowych w Siłach Zbrojnych RP w latach [2] Współczesne turbinowe silniki lotnicze są obiektami o bardzo skomplikowanej budowie. Od ich parametrów pracy zależą osiągi statków powietrznych a także bezpieczeństwo lotów. Statystyki dotyczące przekroju całej populacji lotniczych silników turbinowych pokazują, że gdyby nie uszkodzenia spowodowane zasysaniem ciał obcych, silnik turbinowy można by określić mianem najbardziej niezawodnego elementu współczesnego samolotu. Wynika to między innymi z stosowania najnowszych technologii wytwarzania części i podzespołów oraz wykorzystania wyników najnowszych badań pozwalających dobierać odpowiednie kształty np. łopatek lub stosować nowe materiały konstrukcyjne. Jednakże nie oznacza to, że turbinowe silniki lotnicze pozbawione są całkowicie wad i nie ulegają uszkodzeniom. Analiza niezawodności statków powietrznych eksploatowanych w Siłach Zbrojnych RP w latach pozwala stwierdzić, że 9% zdarzeń lotniczych spowodowanych było uszkodzeniami silników co przedstawiono na rysunku 16. Pojawia się więc pytanie, w jaki sposób można usystematyzować czynniki powodujące uszkodzenia turbinowych zespołów napędowych. Zmniejszenie trwałości, niezawodności, a także efektywności użycia turbinowych silników lotniczych może występować w wyniku wystąpienia następujących uwarunkowań: uwarunkowania konstrukcyjne i produkcyjne (np. przyjęte rozwiązania konstrukcyjne, rodzaj materiału poszczególnych podzespołów); uwarunkowania eksploatacyjne (np. sposób eksploatacji, stan powierzchni lotniskowych czy też jakość produktów MPS); uwarunkowania mechaniczne (np. obciążenia termiczne lub mechaniczne); uwarunkowania klimatyczne (np. wilgotność, temperatura). Na przestrzeni ostatnich kilku lat w lotnictwie Sił Zbrojnych Rzeczypospolitej Polskiej, znaczna część zdarzeń lotniczych dotyczyła silników RD-33 eksploatowanych na samolotach MiG-29. Silnik RD-33 nie jest najnowszą konstrukcją. Prace nad nowym typem silnika odrzutowego do radzieckich samolotów wojskowych rozpoczęto w roku 1968, by w 1981 rozpocząć seryjną produkcję silnika RD-33. Jest to turboodrzutowy, dwuprzepływowy silnik z dopalaczem, w którym dwuprzepływowość występuje w małym stopniu. Silnik RD-33 zbudowany jest z czterostopniowej sprężarki niskiego ciśnienia, dziewięciostopniowej sprężarki wysokiego ciśnienia, pierścieniowej komory spalania, jednostopniowej turbiny niskiego ciśnienia, jednostopniowej turbiny wysokiego ciśnienia, wspólnej dla kanałów przepływu zewnętrznego i wewnętrznego, komory dopalacza oraz regulowanej dyszy wylotowej (rys. 17). strona 40/150

43 Rys. 17. Przekrój silnika RD-33 Pomimo początkowych problemów w prototypach eksploatowanych przed uruchomieniem produkcji seryjnej, wyżej wymieniony układ napędowy po drobiazgowej korekcji okazał się nadzwyczaj udany. Jego zaletą jest bardzo prosta konstrukcja oraz stosunkowo niskie zużycie paliwa. Myśliwiec MiG-29 wyposażony w dwa silniki RD-33 uzyskał wysoką prędkość maksymalną zarówno w locie poziomym jak i podczas wznoszenia, a także ogromne przyśpieszenie, bardzo przydatne w bezpośrednim starciu. MiG-29 jest w stanie osiągnąć maksymalną pionową prędkość wznoszenia równą ok. 330m/s. strona 41/150

44 4. Geneza, cel pracy oraz zadania szczegółowe Motywem przewodnim opracowania niniejszej rozprawy jest bieżąca działalność zawodowa jej autora. Z jednej strony jest on operatorem platformy bojowej, jaką jest samolot MiG 29, z drugiej zaś kierownikiem jednostki organizacyjnej, która eksploatuje przedmiotowe samoloty. Z racji zajmowanego stanowiska ponosi odpowiedzialność za utrzymywanie eksploatowanej floty samolotów na najwyższym możliwym do osiągnięcia poziomie bieżącej zdatności do lotów czyli gotowości do wykonywania zadań. Będąc pilotem samolotu MiG -29 ma okazję w codziennej działalności doświadczać zmiennych uwarunkowań działania samolotu, przy wykonywaniu zadań o zróżnicowanym charakterze. Jako osoba odpowiedzialna za dostępność samolotów, ma na co dzień do czynienia z problematyką występowania niesprawności. Naturalne dążenie do minimalizacji negatywnych skutków uszkodzeń zespołu napędowego doprowadziło do przeprowadzenia całego spektrum działań, których celem było znalezienie odpowiedzi na pytanie: Czy system monitorowania uszkodzeń jest w pełni wykorzystywany do profilaktycznego im zapobiegania oraz czy istnieją obszary, które nie w pełni lub nie do końca właściwie są monitorowane? Zespół napędowy współczesnego samolotu to niezwykle skomplikowana konstrukcja, pracująca w zmiennych warunkach środowiskowych. Dotyczy to w szczególności samolotów bojowych o napędzie odrzutowym. Tego typu statki powietrzne są z założenia drogie w eksploatacji i wymaga się od nich ciągłej dostępności do wykonywania zadań w powietrzu. Znalezienie możliwego sposobu przewidywania powstawania niesprawności obniżyłoby zdecydowanie koszty eksploatacyjne, zwiększając jednocześnie dostępność samolotów do szkolenia i realizacji zadań bojowych. Przeprowadzenie wszechstronnej analizy przyczyn i dokonanie klasyfikacji rodzajów uszkodzeń zespołu napędowego samolotu MiG-29 na podstawie dostępnych danych eksploatacyjnych. Osiągnięcie celu rozprawy będzie możliwe przez realizację zadań szczegółowych, obejmujących: Ogólną charakterystykę analizowanego płatowca, Charakterystykę układu napędowego samolotu MiG-29 oraz dokonanie analizy porównawczej zespołów napędowych samolotów bojowych eksploatowanych w Siłach Powietrznych RP; strona 42/150

45 Ocenę skuteczności działania pokładowych systemów rejestracyjnych, diagnostycznych oraz przegląd strategii eksploatacji samolotu; Charakterystykę zagrożeń występujących podczas kołowania oraz wykonywania lotów. Realizacja zadań szczegółowych potwierdzić ma słuszność przedstawionego celu pracy i stanowić będzie aspekt poznawczy rozprawy. strona 43/150

46 5. Charakterystyka stanów awaryjnych Problematyka związana z bezpiecznym procesem eksploatacji techniki lotniczej jest jednym z najistotniejszych determinantów właściwego funkcjonowania każdej instytucji, wykorzystującej statki powietrzne jako podstawę jej funkcjonowania. Złożoność tej problematyki jest wynikiem szeregu czynników, które generowane są poprzez nagromadzenie na relatywnie małej przestrzeni bardzo dużej ilości systemów i połączeń integrujących te systemy, co jest elementem niezbędnym do właściwego funkcjonowania samolotu jako całości. Pod pojęciem bezpieczeństwa lotów w ujęciu systemu (statek powietrzny pilot środki kierowania lotami i naziemnego elektronicznego zabezpieczenia lotów warunki klimatycznometeorologiczne warunki fizyczno-przyrodnicze obsługa) w sensie opisowym należy rozumieć stropień przystosowania systemu do zapewnienia zdrowia i życia wszystkich uczestników wykonywanego lotu, zachowania statku powietrznego, obiektów współistniejących i środowiska podczas wykonywania zadania lotniczego. Wobec tego pod pojęciem bezpieczeństwa lotów należy rozumieć jako właściwość systemu lotniczego charakteryzującą realizację zadań bez wypadków lotniczych. Bezpieczeństwo lotów i efektywność wykorzystania statków powietrznych są dwoma podstawowymi wymaganiami dotyczącymi lotnictwa Sił Zbrojnych. Wymagania te określają również doskonałość tego lotnictwa. Bezpieczeństwu lotów podczas ich realizacji zagraża pojawienie się tak zwanych sytuacji szczególnych, czyli sytuacji powodujących odbieganie od normalnego trybu wykonywania czynności przez pilota lub innych członków załogi. W tym rozumieniu sytuację szczególną stanowi zbiór warunków związanych z potencjalnym obniżeniem poziomu bezpieczeństwa lotu. Warunki takie powstają w czasie lotu w rezultacie [21]: uszkodzeń i niesprawności poszczególnych elementów funkcjonalnych instalacji, zespołów i urządzeń; oddziaływania niesprzyjających warunków zewnętrznych (otoczenia); niedostatków w naziemnym ubezpieczeniu lotów; błędów i naruszenia przepisów dotyczących eksploatacji statku powietrznego i techniki jego pilotowania; pojawienia się niekorzystnych zjawisk aerodynamicznych pogarszających stateczność, sterowność, wytrzymałość lub inne charakterystyki statku powietrznego; strona 44/150

47 różnych skojarzeń wymienionych wcześniej czynników. Według stopnia zagrożenia bezpieczeństwa lotów sytuacje szczególne mogą być podzielone na: skomplikowane; niebezpieczne; awaryjne; katastroficzne. Sytuacja skomplikowana powoduje konieczność skoncentrowania uwagi załogi na źródła, które ją wywołują. Skomplikowanie warunków lotu nie wymaga niezwłocznej zmiany planu lotu, a stopień skomplikowania warunkuje konieczność podjęcia specjalnych (określonych) działań niezbędnych do planowego wykonania lotu. Sytuacja niebezpieczna charakteryzuje się tym, że zapobieżenie jej przejściu w sytuację awaryjną lub katastroficzną może być zapewnione poprzez prawidłowe i wykonane we właściwym czasie działania załogi, w tym poprzez niezwłoczną zmianę planu, profilu lub warunków lotu. Przykładem sytuacji niebezpiecznej na samolocie wielosilnikowym może być sytuacja powstała po uszkodzeniu drugiego silnika pracującego na zakresie przelotowym, przy jednym silniku już niepracującym. Sytuacja awaryjna charakteryzuje się bądź koniecznością natychmiastowego lądowania statku powietrznego, bądź stanem, gdy zapobieżenie jej przejściu w sytuację katastroficzną jest związane ze znacznym zwiększeniem obciążeń fizycznych i psychofizjologicznych załogi. Przeciwdziałanie takiej sytuacji wymaga odpowiedniego poziomu doskonałości zawodowej (profesjonalnego przygotowania) załogi. Sytuacja katastroficzna występuje wtedy, gdy zapobieżenie śmierci ludzi lub uszkodzeniu statku powietrznego jest praktycznie niemożliwe. Współczesne statki powietrzne charakteryzuje bardzo wysoki stopień komplikacji wyposażenia składającego się z układów automatycznych i półautomatycznych, instalacji zapewniających sterowanie statkiem i praca zespołów napędowych, pilotowanie, nawigację i prowadzenie łączności. Zadania realizowane przez współczesne lotnictwo znacznie się skomplikowały. Zwiększyła się prędkość lotu, startu i lądowania statków powietrznych, wzrosło obciążenie płatowców, zespołów napędowych i wyposażenia. Wszystko to doprowadziło do znacznego strona 45/150

48 wzrostu wpływu uszkodzeń statku, błędów pilota (załogi) i operatorów systemów naziemnego ubezpieczenia lotów na bezpieczeństwo lotów. Zwiększenie częstotliwości lotów spowodowało zwiększenie wymagań dotyczących bezpieczeństwa lotów. Należy jednak podkreślić, że problematyka bezpieczeństwa lotów nie została dotychczas dostatecznie opracowana, ani teoretycznie ani metodologicznie. Nie istnieją do tej pory ogólnie przyjęte ilościowe kryteria bezpieczeństwa lotów i metody ich oceny. Dopóki człowiek będzie bezpośrednio ingerował w pilotowanie statkiem powietrznym oraz mając na uwadze fakt, że praktycznie nie ma możliwości zbudowania bezawaryjnego statku powietrznego, dopóty będzie istniało ryzyko wypadku lotniczego i związanego z tym zagrożenia życia człowieka. Podstawowe zadanie ogólnie pojmowanego bezpieczeństwa lotów sprowadza się do możliwie największe minimalizacji prawdopodobieństwa zaistnienia wypadków lotniczych czyli maksymalnego ograniczenia prawdopodobieństwa występowania stanów awaryjnych na pokładach statków powietrznych. Pomiędzy bezpieczeństwem lotów a niezawodnością techniki lotniczej istnieją ścisłe i niepodważalne powiązania. Pod pojęciem niezawodności, w ujęciu ogólnym należy rozumieć zdolność techniki lotniczej do wypełniania wymagań w zadanym czasie i określonych warunkach eksploatacji. Wymagania w tym ujęciu należy rozumieć jako pojęcie bardzo szerokie. W odniesieniu do statku powietrznego można sformułować między innymi następujące wymagania: liczba uszkodzeń SP powinna być mniejsza od dopuszczalnej; liczba uszkodzeń w locie powinna być minimalna; warunki lotu w sposób minimalny powinny wpływać na występowanie uszkodzeń; uszkodzenia powinny okazywać minimalny wpływ na bezpieczeństwo lotów (na występowanie wypadków lotniczych lub incydentów); uszkodzenia powinny w minimalny sposób wpływać na wykonanie zadania; powinna być zapewniona maksymalna możliwość wykrywania uszkodzeń podczas prac obsługowych (przedlotowych, polotowych, startowych itp.); powinno być zapewnione maksymalne zapobieganie występowaniu uszkodzeń w pracach okresowych; czas przebywania SP w naprawie powinien być możliwie krótki; powinna być zapewniona maksymalna przydatność SP do realizacji zadań występujących w realnej sytuacji; strona 46/150

49 powinien być możliwie krótki czas realizacji planowych czynności obsługowych. Przedstawione powyżej wymagania pozwalają wyciągnąć wniosek, że pojęcie niezawodności SP jest charakterystyką wielowymiarową opisywaną przez zbiór miar niezawodności. Doświadczenie pokazuje, że uszkodzenie SP jest zdarzeniem losowym, a więc liczba uszkodzeń w zadanym czasie lotu w czasie kalendarzowym jest zmienną losową skokową, a ilość godzin lotu samolotu (lub kalendarzowy czas eksploatacji do wystąpienia uszkodzenia) jest zmienną losową ciągłą. Podobnie zmienną losową ciągłą jest liczba wypadków lotniczych lub liczba niewykonanych zadań w określonym czasie eksploatacji SP. Uszkodzenia są powiązane ze złożonym, wielostanowym procesem eksploatacji (planowe i nieplanowe obsługi bieżące i okresowe), czyli w wielu przypadkach miary niezawodności są opisywane charakterystykami funkcyjnymi procesów losowych (np. procesów odnowy) zmiennych losowych. Przykładami charakterystyk funkcyjnych są: funkcja niezawodności, funkcja wiodąca rozkładu, funkcja odnowy itd. Przykładami charakterystyk liczbowych są: wartość oczekiwana (liczby uszkodzeń, czasu pracy do uszkodzenia), wariancja, przedział ufności itp. Analizując podane wcześniej wymagania można wyodrębnić następujące klasy wskaźników miar niezawodności: Miary bezawaryjności (nieuszkadzalności) charakteryzujące występowanie uszkodzeń na statku powietrznym. Miary te są charakterystykami funkcyjnymi lub liczbowymi takich zmiennych losowych jak: czas lotu do chwili wystąpienia uszkodzenia, czas eksploatacji do chwili wystąpienia uszkodzenia, liczba uszkodzeń w zadanym przedziale ilości godzin lotu lub czasu kalendarzowego. Miary niezawodności bezpieczeństwa charakteryzujące następstwa uszkodzeń ze względu na bezpieczeństwo lotów. Miary bezpieczeństwa są charakterystykami funkcyjnymi lub liczbowymi następujących zmiennych losowych: czas lotu samolotu do chwili wystąpienia zawodności bezpieczeństwa (katastrofa, awaria, incydent lotniczy), liczby wypadków lub incydentów w zadanym czasie lotu lub czasie kalendarzowym. Miary niezawodności operacyjnej charakteryzujące wpływ uszkodzeń na wykonanie zadania. Miarami są charakterystyki liczbowe lub funkcyjne następujących zmiennych losowych: ilości godzin lotu samolotu do chwili niewykonania zadania z powodu strona 47/150

50 uszkodzenia, liczby niewykonanych zadań z powodu uszkodzenia w zadanym przedziale ilości godzin nalotu. Miary gotowości charakteryzujące wpływ uszkodzeń i związanych z nimi obsług (napraw, kontroli, czynności profilaktycznych) na terminową i bezawaryjną realizację zadań lotniczych. Wśród miar gotowości wyróżnia się takie pojęcia jak: gotowość wewnętrzna, gotowość techniczna, gotowość operacyjna. Miary gotowości są charakterystykami liczbowymi lub funkcyjnymi procesów losowych opisujących eksploatację statków powietrznych. Miary obsługiwalności charakteryzujące przydatność poszczególnych obsług do wykrywania, zapobiegania i prognozowania wystąpienia uszkodzeń. Miarami obsługiwalności są charakterystyki liczbowe lub funkcyjne takich zmiennych losowych jak czas trwania obsług i liczba wykrytych uszkodzeń podczas obsługi. Miary naprawialności charakteryzujące podatność statku powietrznego na wykonanie naprawy. Miarą naprawialności jest charakterystyka funkcyjna lub liczbowa czasu naprawy uszkodzenia SP. Naprawialność charakteryzuje nie tylko samolot, lecz także system obsługi (wyposażenie techniczne i kwalifikacje) oraz system zaopatrywania w części zamienne i materiały. Miary odpowiedniości charakteryzujące przydatność statku powietrznego do realizacji poszczególnych zadań względem funkcji nadrzędnej, na przykład zwalczanie celów określonego typu w ramach funkcji zwalczania celów powietrznych. Miary odpowiedniości są charakterystykami funkcyjnymi lub liczbowymi takich zmiennych losowych jak: liczba niezrealizowanych zadań danego typu w określonym przedziale czasu, funkcja o losowych argumentach (liczba zadań napływających, liczba zadań niezrealizowanych, liczba zadań częściowo zrealizowanych itp.). Miary efektywności określające relacje pomiędzy miarami niezawodności a kosztami eksploatacji. Przedstawione klasy miar niezawodności mogą być przyporządkowane do statku powietrznego. Zespół lub podzespół jest zazwyczaj charakteryzowany miarami bezawaryjności, bezpieczeństwa, a w niektórych przypadkach miarami niezawodności operacyjnej. Ogólnie statkowi powietrznemu można przypisać kilkaset różnych, funkcyjnych i liczbowych miar niezawodności. strona 48/150

51 Niezawodność techniki lotniczej jest związana z pojęciem uszkodzenia, stąd konieczność bliższego sprecyzowania czym uszkodzenie jest. Każdemu obiektowi można przyporządkować zbiór istotnych cech mierzalnych i niemierzalnych charakteryzujących jego przydatność użytkową. Do każdej cechy sformułowane są określone wymagania. Urządzenie uznaje się za uszkodzone, jeżeli zbiór jego istotnych cech nie zawiera się w zbiorze określonych wymagań. Uszkodzenie powoduje pełną lub częściową niezdatność urządzenia do wykorzystania. Statek powietrzny, jako obiekt o nadmiarowej strukturze niezawodnościowej, może realizować zadania lotnicze w określonym zakresie mimo uszkodzeń niektórych urządzeń pokładowych. Im bardziej obiekt jest złożony i im bardziej nadmiarową ma strukturę niezawodnościową, tym bardziej złożone są relacje między uszkodzeniem a jego następstwami. Dlatego w odniesieniu do statku powietrznego rozróżnia się miary niezawodności charakteryzujące uszkodzenia oraz miary niezawodności charakteryzujące następstwo uszkodzeń, jako charakterystyki różnych form niezdatności statku powietrznego (zawodności bezpieczeństwa, niewykonania zadania). Rozróżnia się dwa zasadnicze rodzaje uszkodzeń: nagłe i powstające stopniowo. Uszkodzenia nagłe charakteryzują się nieoczekiwaną i skokową, niedopuszczalną zmianą wartości cech istotnych obiektu. Uszkodzenia powstające stopniowo objawiają się powolną i ciągłą zmianą wartości cech na skutek oddziaływania różnorodnych procesów fizyczno-mechanicznych, zmian klimatycznych itd. Ogólnie przyjmuje się, że w większości uszkodzenia techniki lotniczej są uszkodzeniami stopniowymi. Ta teza w pełni uzasadnia tworzenie strategii eksploatacyjnych statków powietrznych, zawierających różnego poziomu obsługi, które mają na celu zapobieganie uszkodzeniom. Rzeczywiste obiekty techniczne, na skutek oddziaływania wewnętrznych i zewnętrznych czynników wymuszających, mogą w sposób nagły lub stopniowy utracić zdolność do pracy, czyli ulec uszkodzeniu. Czas pracy T obiektu do chwili powstania uszkodzenia jest zmienną losową. Podstawową charakterystyką zmiennej losowej T jest dystrybuanta F(t) = P(T t) wyznaczająca prawdopodobieństwo zdarzenia T t, polegającego na tym, że czas pracy T obiektu do powstania uszkodzenia będzie mniejszy od dowolnego zadanego czasu t. dystrybuanta jest funkcją niemalejącą. Dystrybuantę zmiennej losowej T nazywa się funkcją zawodności obiektu. Dopełnieniem funkcji zawodności jest funkcja niezawodności R(t) o postaci strona 49/150

52 R(t) = 1 F(t) = P(T > t) określająca prawdopodobieństwo zdarzenia T > t polegającego na tym, że czas pracy T obiektu do wystąpienia uszkodzenia będzie dłuższy od zadanego czasu t. funkcja niezawodności R(t) jest funkcją nierosnącą. Przez zasady kształtowania niezawodności statku powietrznego rozumie się modernizację jego konstrukcji, zasad użytkowania i obsługiwania, mającą na celu polepszenie takich jego wskaźników niezawodnościowych jak: bezawaryjność, obsługiwalność, gotowość, efektywność i odpowiedniość. Charakterystyki niezawodnościowe statku powietrznego kształtuje się w procesie konstruowania i produkcji, a w procesie eksploatacji są możliwe jedynie niewielkie korekty tych charakterystyk. Podczas eksploatacji można dokonywać niewielkich usprawnień konstrukcji SP, natomiast w sposób bardziej znaczący można wpływać na proces użytkowania i obsługiwania. Pojęcie uszkodzenia w statkach powietrznych obejmuje zarówno uszkodzenia struktury, zespołów, jak również poszczególnych elementów (części konstrukcyjnych), z których składają się zespoły. Uszkodzenia elementów pociągają za sobą często uszkodzenie zespołu w skład którego wchodzą, bądź/lub innych zespołów SP. Zdarza się, że uszkodzenie statku powietrznego jest powodowane uszkodzeniem elementu, np. z zespołu napędowego. Niesprawność i uszkodzenia statku powietrznego wynikają bądź ze świadomego lub nieświadomego przekroczenia ograniczeń eksploatacyjnych przez załogę lub obciążeń dopuszczalnych przez personel obsługowy, oddziaływań i zaburzeń zewnętrznych, albo powstaje w wyniku normalnych zjawisk fizycznych i chemicznych będących immanentną właściwością realizowanych zadań pracy lub czasu (zużycie węzłów tribologicznych, korozja, starzenie materiału, pęknięcia zmęczeniowe itp.). z wielu przyczyn, w każdym obiekcie technicznym, systemie w tym również w statku powietrznym, mogą pojawić się niesprawności elementów powodujące niesprawność zespołu technicznego, w skład którego wchodzą, lub całego statku powietrznego. Niesprawność wywoływana jest uszkodzeniem elementu (w sensie niezawodnościowym), albo części (w sensie konstrukcyjnym) lub takiego wzajemnego ułożenia elementów (części) w zespole, które wywołują niepożądany skutek w jego działaniu. W następstwie uszkodzenia podczas wykonywania zadania w powietrzu może dojść do wypadku lotniczego, który może spowodować zniszczenie SP, śmierć lub rany u ludzi, tj. załogi, pasażerów lub osób postronnych. Niewykonanie zadania lotniczego może pociągnąć za sobą negatywne skutki ekonomiczne, organizacyjne, militarne itp. Przedstawione możliwe skutki w pełni uzasadniają wykonywanie strona 50/150

53 prac profilaktycznych i diagnostycznych mających na celu utrzymanie SP w stanie zdatności do wykonywania zadań. Eksploatacja SP służy określonym celom. Z punktu widzenia takich właściwości jak: niezawodność, gotowość, bezpieczeństwo lotów najważniejszą właściwością SP jest jego bezawaryjność. Z punktu widzenia eksploatacji SP o niesprawnościach i uszkodzeniach można mówić jako o typowych, a więc takich, które są już dostatecznie dobrze zidentyfikowane opisane w dokumentacji technicznej danego typu SP, jak również o nowych postaciach niesprawności i uszkodzeń, tworzących nowy zbiór, a pojawiających się podczas bieżącej eksploatacji SP. Te nowe postacie niesprawności i uszkodzeń mogą mieć charakter jednostkowy bądź systemowy. W praktyce eksploatacyjnej reaguje się na nie odpowiednimi działaniami profilaktycznymi. W różnych systemach eksploatacyjnych statki powietrzne charakteryzują się różna częstością ich użytkowania. Dla przykładu, w cywilnych systemach transportowych samolot może być użytkowany w 50-80% czasu dobowego. Natomiast w systemie takim jak siły zbrojne statek powietrzny większość czasu znajduje się w stanie przechowywania lub oczekiwania na wykonanie zadania. W tych stanach na powstawanie niesprawności i uszkodzeń duży wpływ ma oddziaływanie czynników zewnętrznych (atmosferyczne), rozwijające się procesy starzeniowe, korozyjne, naprężeniowe (termiczne) itp. Jedną z istotnych przyczyn powstawania niesprawności i uszkodzeń są wady elementów wchodzących w skład struktur technicznych [22]. Wada elementu to wada wynikająca z niezgodności z wymaganiami co najmniej jednej z cech obiektu. Wada obiektu nie jest równoznaczna ze stanem niezdatności, ale jej istnienie powoduje zazwyczaj zwiększone prawdopodobieństwo powstania uszkodzenia. Wady obiektu mogą powstawać zarówno w trakcie jego projektowania ( wada konstrukcyjna), w procesie wytwarzania, jak i podczas eksploatacji. Wada konstrukcyjna elementu to wada powstała na skutek błędu konstrukcyjnego w trakcie projektowania tego obiektu. Wada materiałowa elementu to wada wynikająca z zastosowania przy wytwarzaniu surowca (materiału) niezgodnego z wymaganiami. Wada produkcyjna elementu to wada powstała na skutek błędu produkcyjnego (błędu w procesie obróbki) w trakcie wytwarzania tego elementu. strona 51/150

54 Problem uszkodzeń elementów SP występuje w całym okresie eksploatacji danego statku powietrznego, choć w różnych okresach dominują różne przyczyny. W pierwszy okresie eksploatacji, okresie tzw. docierania, głównymi przyczynami są odchyłki technologicznomontażowe od założonych norm oraz wady materiałowe. Wraz z upływem czasu zaczynają odgrywać swoją rolę przyczyny: tribologiczne, zmęczeniowe, korozyjne. Przez cały okres eksploatacji SP degradacji ulegają jego elementy konstrukcyjne. Warunki pracy (naprężenia materiału, odkształcanie, zużywanie itp.) do końca nieprzewidywalne ekstremalne warunki oddziaływań zewnętrznych o losowym charakterze zmienności wpływają w decydujący sposób na obniżenie wytrzymałości własnej struktury SP i jego elementów w zespołach i podzespołach wykonawczych. Przed skutkami uszkodzeń zabezpiecza się bądź przez zwielokrotnianie zespołów, obwodów instalacji, bądź przez odpowiednie przewymiarowanie elementów struktury konstrukcyjnej SP, zwane nadmiarowością. Z powyższego wyraźnie wynika konieczność projektowania SP zgodnie z zasadami bezpiecznej ich eksploatacji oraz ekonomii wykorzystania. W utrzymaniu wysokich wskaźników niezawodności, bezpieczeństwa i gotowości po wprowadzeniu statku powietrznego do eksploatacji kluczową rolę odgrywa diagnostyka, wykrywająca niesprawności i uszkodzenia, odpowiednio wkomponowana w ogólny system eksploatacji SP. Uszkodzone elementy można zaszeregować do jednej z następujących grup: Elementy posiadające silnie skorelowane parametry określające stan zdatności z wartością parametru funkcjonowania (np. liczbą wypracowanych godzin, czasem kalendarzowym itp.); Elementy posiadające słabo skorelowane parametry stanu zdatności z wartością parametru funkcjonowania. Można dla nich wyznaczyć obszar, w którym istnieje trajektoria stanu; Elementy posiadające zerową korelację stanu zdatności z wartością parametru funkcjonowania. proces uszkodzeń jest bez tzw. pamięci. zespół zawierający takie elementy wymaga stosowania nadmiarów oraz aktywnych (w czasie rzeczywistym) układów diagnozujących. strona 52/150

55 Bezpieczeństwo wytworu techniki jest to zdolność tego wytworu w założonych warunkach eksploatacji do pozostawania w stanie ryzyka nie większego od wartości kryterialnej. Niewłaściwe działanie elementów, agregatów lub zespołów funkcjonalnych, na skutek uszkodzeń będących na wyposażeniu statków powietrznych stwarzają zagrożenie bezpieczeństwa. Pierwszy kierunek problematyki bezpieczeństwa w odniesieniu do techniki lotniczej realizowany jest za pomocą podejścia systemowego w projektowaniu: nowoczesnych metod konstrukcyjnych i technologicznych; stosowania materiałów konstrukcyjnych o wysokiej jakości; weryfikacja założeń podczas badań obiektów; prawidłowej eksploatacji. W odniesieniu natomiast do operatorów (ludzi) realizowany jest poprzez odpowiedni dobór i selekcję kandydatów do zawodu, kształcenie i trening, motywowanie, podtrzymywanie kondycji psychicznej, itp. Drugi kierunek problematyki bezpieczeństwa wiąże się z oceną systemów we wszystkich fazach ich istnienia za pomocą metod i kryteriów ocenowych, przydatnych odpowiednio do kolejno ocenianych faz. W opracowaniu zaprezentowany jest drugi kierunek problemu bezpieczeństwa, a w szczególności postępowanie w przypadku zaistnienia niesprawności statku powietrznego. Określone zostały zasady (metody) postępowania przy usuwaniu niesprawności i omówione przykłady. Dostępne środki umożliwiające wykrycie przyczyn niesprawności sprzętu lotniczego to: wiedza techniczna i doświadczenie personelu latającego i SIL, dane z pokładowych urządzeń rejestrujących, dokumentacja techniczna (instrukcje, biuletyny, schematy, itp.), narzędzia i aparatura kontrolno-pomiarowa, stanowiska diagnostyczne oraz literatura fachowa. W każdym przypadku wystąpienia niesprawności statku powietrznego metodyka postępowania przy jej usuwaniu jest wynikiem stopnia skomplikowania tej nie sprawności. Przyjęto, że występują trzy metodyki postępowania: metodyka I (pojedynczy samolot), gdy wystarczy wiedza technika samolotu aby niesprawność została usunięta; metodyka II (klucz), gdy niezbędna jest wiedza i doświadczenie technika lub dowódcy klucza oraz metodyka III (eskadra), gdy do jej usunięcia potrzebny jest starszy technik eskadry bądź jej dowódca [1,3]. strona 53/150

56 Niesprawność samolotu - stopień skomplikowania oficer dypl. inż. Maciej Trelka: Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego Metodyka I - pojedynczy samolot Metodyka II - klucz Metodyka III - eskadra Rys. 18. Zastosowanie metodyki postępowania w funkcji komplikacji niesprawności [1,3] Wszystkie przytoczone metodyki (rys. 18 i 19) charakteryzuje wspólny algorytm postępowania, który został przedstawiony na schemacie blokowym, natomiast zasadnicza różnica to sposób i zakres prowadzenia analizy niesprawności. W sytuacji, gdy ma zastosowanie metodyka I wystarczy przypomnienie niesprawności statku powietrznego zaistniałych w ostatnim okresie czasu, analiza ewentualnego związku przyczynowego rozpatrywanej niesprawności z poprzednio występującymi, ocena przyczyny powstania i możliwości usunięcia niesprawności oraz propozycje przedsięwzięć profilaktycznych. W sytuacji, gdy zastosowanie ma metodyka II, analiza niesprawności polega między innymi na: określeniu warunków pracy i okoliczności, podczas których zaistniała niesprawność, przypomnieniu niesprawności zaistniałych w ostatnim okresie czasu na samolotach eksploatowanych w kluczu, analizie ewentualnego związku przyczynowego (bądź analogii) rozpatrywanej niesprawności z poprzednio występującymi na samolotach eksploatowanych w kluczu oraz szukanie analogii z niesprawnościami znanymi z informacji z wyższego szczebla (biuletyny informacyjne, telegramy), opracowaniu planu lokalizacji niesprawności i jej usunięcia, ustaleniu przyczyny niesprawności lub przedstawienie zmierzających do tego propozycji; sprawdzeniu, czy podobne niesprawności nie występują na innych samolotach eksploatowanych w kluczu oraz opracowaniu propozycji przedsięwzięć strona 54/150

57 profilaktycznych. Przy zastosowaniu metodyki III zakres prowadzonej analizy jest zasadniczo zbliżony do tego, który występuję przy metodyce II, jednak dotyczy samolotów i występujących na nich niesprawności w odniesieniu do szczebla eskadry. Jeżeli wszystkie możliwości wynikające z algorytmu postępowania dla metodyki I zostają wyczerpane i nie można usunąć niesprawności, to zachodzi konieczność wykonania czynności zgodnie z metodyką II. Jeżeli nie można usunąć niesprawności postępując zgodnie z metodyką II, to w kolejnym etapie postępuje się zgodnie z metodyką II Stwierdzenie niesprawności statku powietrznego w czasie obsługi bądź też lotu oraz dokonanie wpisu w książce obsługi Analiza niesprawności - meldunek do bezpośredniego przełożonego Akceptacja propozycji usunięcia niesprawności lub dokonanie niezbędnych korekt Usunięcie niesprawności z dokonaniem wpisu do książki obsługi statku powietrznego Wykonanie zaleceń profilaktycznych Uaktualnienie danych z karty niesprawności w systemie informatycznym wsparcia eksploatacji statku powietrznego Rys. 19. Algorytm postępowania przy usuwaniu niesprawności Przykłady zastosowania na podstawie zapisów rejestratora TESTER: Przykład 1. W tym przypadku miała zastosowanie metodyka I (dla nieskomplikowanych niesprawności), mimo pewnej złożoności niesprawności. Wynika to z tego, że tematem zajmował się personel z dużym doświadczeniem i wiedzą. Podczas uruchamiania silników w AUTOMACIE po uruchomieniu silnika prawego nie nastąpiło uruchomienie lewego silnika, pilot stwierdził brak wskazań obrotów lewego silnika. Rozruch przerwano. Poniżej przedstawiono zapis z urządzenia rejestrującego prawidłowy przebieg uruchamiania silników w AUTOMACIE, rysunki 20 i 21 [1,3]. strona 55/150

58 Rys. 20. Zarejestrowane parametry podczas wystąpienia nieskomplikowanej awarii Z analizy zapisu materiałów OKL nieudanego uruchomienia widać moment, kiedy powinno rozpocząć się uruchamiania silnika lewego. Rys. 21. Interpretacja wyników uzyskanych z rejestratora dla przypadku nieskomplikowanej awarii W tym przypadku miała zastosowanie metodyka I (dla nieskomplikowanych niesprawności), mimo pewnej złożoności niesprawności. Wynika to z tego, że tematem zajmował się personel z dużym doświadczeniem i wiedzą. W wyniku przeprowadzonych analiz i sprawdzeń stwierdzano niesprawność agregatu rozruchowego (APD), który został zamieniony. strona 56/150

59 Przykład 2. W tym przypadku miała zastosowanie metodyka III (dla skomplikowanych niesprawności). Złożoności oraz nietypowość niesprawności wymusiły od samego początku na zaangażowanie najbardziej doświadczonego personelu i rozpatrywanie niesprawności równolegle na kilku płaszczyznach. Rozszerzona analiz, oraz przygotowanie kilku alternatywnych możliwości zaistnienia niesprawności umożliwiły opracowanie sensownych i konkretnych sprawdzeń w wyniku, których uzyskano materiały umożliwiające wyciągnięcie trafnych wniosków. W trakcie rozkonserwowania silnika lewego nastąpiło jednoczesne rozkręcanie dwóch silników. Rys. 22. Zarejestrowane parametry podczas wystąpienia skomplikowanej awarii Ustawienie przełączników w kabinie było prawidłowe, DSS lew. MG, DSS praw. STOP. Czas rozkręcania około 25 sek., po tym czasie n2lew i n2praw osiągnęły około 13%. Przeprowadzono analizę w wyniku której ustalono, że powodem mogło być nieprawidłowe działanie APD-88. Sprawdzono połączenie elektryczne w wiązce od APD do KSA. Nie stwierdzono przerw, zwarć ani niewłaściwej rezystancji izolacji w poszczególnych żyłach wiązki (APD do KSA). Zabudowano nowe APD-88. Sprawdzono działanie agregatów rozruchu, działanie prawidłowe. Po wymianie APD i sprawdzeniach wykonano powtórnie rozkonserwowanie silników które miało następujący przebieg. strona 57/150

60 Rys. 23. Interpretacja wyników uzyskanych z rejestratora dla przypadku skomplikowanej awarii Dwukrotna próba rozkonserwowania lewego silnika w trakcie, której widzimy duży spadek napięcia (d, e) oraz, że silnik lewy nie rozkręca się. Dwukrotne rozkonserwowanie prawego silnika, które przebiegało prawidłowo (f), Próba rozkonserwowania lewego silnika w trakcie której zaczęły rozkręcać się dwa silniki (g), Analizując możemy zauważyć, że w przypadku uruchamiania dwóch silników jednocześnie jest bardzo powolny narost n2. do 13% przez około 25 sek., gdzie przy prawidłowym działaniu (uruchamia się tylko jeden) potrzeba tylko około 4-5 sek. Nieuruchomienie silnika lewego oraz duży spadek napięcia może świadczyć, że były przyłączone jednocześnie dwa sprzęgła (od silników) w KSA co dawało duże obciążenie turbo-startera. Ponieważ miał być uruchamiany silnik lewy i były spełnione warunki do jego uruchomienia należy wnioskować, że na stałe jest załączone sprzęgło prawego silnika. Świadczyć o tym może rozkręcanie się prawego bez problemu. Przypadek powolnego uruchamiania dwóch silników jednocześnie potwierdza takie przypuszczenie. Wniosek z analiz: Powodem uruchamiania jednoczesnego dwóch silników jest niesprawność bloku zaworów sterujących na KSA albo sprzęgło w KSA od uruchamiania strona 58/150

61 prawego silnika. Wniosek został potwierdzony przez przedstawicieli WZL była to niesprawność bloku zaworów sterujących na KSA. strona 59/150

62 6. Opis systemu rejestracyjnego samolotu 6.1. Monitoring dostępne środki i ich wykorzystanie Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego samolotu MiG-29 jest procesem ciągłym realizowanym poprzez właściwe zarządzanie procesem obsługowym samolotu (zespołu napędowego), prowadzenie bieżącej analizy danych z rejestratorów pokładowych oraz wykorzystywanie danych z pokładowych systemów diagnostycznych. Na podstawie biuletynu eksploatacyjnego nr P/O/R/U/4925/07 z kwietnia 2007r. z późniejszymi aneksami dotyczącego tymczasowych zasad eksploatacji samolotów MiG-29 wg stanu technicznego, samoloty eksploatowane w SP RP po wykonaniu Remontu Średniego Modernizacyjnego są użytkowane wg stanu technicznego. We wrześniu 2010r. opublikowano II wydanie biuletynu, poprawione i uzupełnione o wszystkie dane wnoszone aneksami do treści wydania I. Ciągłe nabieranie doświadczenia eksploatacyjnego spowodowało ciągle trwający proces aneksowania również tego wydania. Biuletyn jest obowiązującym dokumentem normatywnym, który ustala resurs techniczny samolotów MiG-29 po wykonanym RŚM na 4000 godzin w czasie 40 lat liczonych od daty produkcji, bez określania resursu między remontowego pod warunkiem [26]: realizacji przewidzianego programu obsług technicznych poprzez wykonywanie czynności obsługowych w terminach i okresach określonych w nowo wprowadzonej dokumentacji techniczno-eksploatacyjnej, w zakresach przewidzianych zawartymi w niej technologiami, zgodnie ze schematem obsługowym statku powietrznego; kontrolowania poziomu niezawodności poprzez monitorowanie obciążeń eksploatacyjnych, prowadzenie dodatkowych badań nieniszczących struktur płatowców i realizację ciągłej oceny procesu eksploatacji oraz badania niezawodności i bezpieczeństwa samolotów za pomocą dedykowanego systemu informatycznego; podejmowania decyzji i oceny możliwości dalszej eksploatacji samolotów na podstawie okresowego określenia jego stanu technicznego i przywracanie go do wielkości zapewniającej odpowiedni poziom zdatności eksploatacyjnej; wykonywanie okresowo na samolotach dodatkowych kontroli rejonów struktur siłowych płatowca w miejscach wskazanych przez producenta samolotu, metodami NDT (non-destructive testing). strona 60/150

63 Dokument ustala również grupę urządzeń eksploatowanych wg resursu, do której oprócz newralgicznych elementów składowych podwozia, instalacji hydraulicznej, układów sterowania samolotem i układów kontroli pracy oraz uruchomienia zespołu napędowego zaliczono także silniki i skrzynkę napędu agregatów samolotu (przekładnię główną KSA) wraz z zabudowanym na niej rozrusznikiem turbinowym. W przypadku dwóch ostatnich podzespołów tj. skrzynki napędu agregatów i turbo-rozrusznika producent samolotu nie przewidywał eksploatacji wg stanu technicznego. Ten typ eksploatacji był natomiast przewidziany dla silników, co wynikało z dwóch dokumentów otrzymanych wraz z przyjęciem samolotów z Luftwaffe. Były to wytyczne techniczne producenta silnika dotyczące eksploatacji silników wg stanu technicznego na samolotach MiG-29 w Niemczech i w Polsce. Wydawnictwa te wskazywały warunki, zasady i tryb przejścia na eksploatację silników wg stanu technicznego. Zasadniczym warunkiem tego przejścia było zastosowanie na silnikach obniżonego poziomu regulacji prędkości obrotowej sprężarek niskiego i wysokiego ciśnienia oraz temperatury gazów za turbiną, pozwalających na pracę tych silników na tzw. zakresach szkolnobojowym i szkolnym, w celu zmniejszenia termicznej degradacji gorących elementów traktu gazowego. Tego typu eksploatacja miała być prowadzona w dwóch fazach: do osiągnięcia przez silnik czasu pracy wynoszącego 300 godzin (po remoncie lub od początku eksploatacji) faza wypracowania ustalonego resursu do momentu oceny możliwości eksploatacji silnika wg stanu technicznego; do osiągnięcia przez silnik granicznego czasu pracy, którego wielkość uzależniona była m.in. od zastosowanego materiału łopatek turbiny oraz miejsca i czasu remontu i wynosiła odpowiednio 400, 500 lub 700 godzin pracy silnika, po którym następowała realizacja etapowej (co 75 godzin nalotu samolotu) oceny stanu technicznego silnika w celu podjęcia decyzji eksploatacyjnej. Silniki RD-33 na samolotach MiG-29 w Siłach Powietrznych RP nie zostały dopuszczone do eksploatacji wg stanu technicznego ze względu na duże ich wyeksploatowanie oraz brak certyfikacji odpowiedniego polskiego zakładu remontowego w zakresie remontu tych silników. Ograniczono się jedynie na obniżenie poziomu regulacji silników na zakres szkolno-bojowy (T ). Wynikiem tych działań był biuletyn eksploatacyjny nr S/5070/E/2008 dotyczący zwiększenia resursu między remontowego i realizacji okresowych sprawdzeń profilaktycznych silników RD-33 eksploatowanych w SZ RP. Na podstawie wymienionego biuletynu na silnikach strona 61/150

64 realizowane są przeglądy ich traktu gazowego i ocena tribologiczna ich układów smarowania co 50±5 godzin pracy na etapie wypracowania resursu między remontowego (350 godzin pracy) w celu jednokrotnego przedłużenia tego resursu o 50 godzin tj. do 400 godzin. Obowiązująca aktualnie strategia eksploatacji samolotów MiG-29 w SZ RP stanowi swoiste połączenie założeń trzech modelowych, niżej wymienionych strategii eksploatacyjnych: strategii eksploatowania według stanu technicznego z kontrolowaniem parametrów; strategii eksploatowania według wykonanej pracy (resursu); strategii eksploatowania według stanu technicznego z kontrolowaniem poziomu niezawodności. Wypadkowa strategia eksploatacji jak każda strategia mieszana stanowi rozwiązanie pośrednie wykorzystujące zalety każdego z tworzących ją podejść do procesu eksploatacji implikując jednocześnie wnoszone przez nie wady. Porównując obowiązującą strategię z wcześniejszym podejściem do eksploatacji samolotu można jednoznacznie stwierdzić, że zdecydowanie zwiększono udział podsystemów diagnostycznych wspierających eksploatację do określania stanu technicznego obiektu eksploatacji, wymuszając ciągłe podejmowanie decyzji eksploatacyjnych na każdym etapie cyklu życia samolotów. Niewątpliwym zyskiem długofalowym powyższego podejścia do procesu eksploatacji jest wydłużenie resursu technicznego samolotów i dwukrotne zwiększenie ich cyklu życia Rejestratory parametrów Wykaz stosowanych rejestratorów Rejestracja parametrów lotu na pokładzie samolotu MiG-29 prowadzona jest przy użyciu następujących rejestratorów: TESTER U3-Ł, ATM QR6D, S2-3a/MiG-29 (stopniowo wdrażany do eksploatacji) Tester U3Ł strona 62/150

65 Rejestrator TESTER U3Ł przeznaczony jest do zapisu na taśmie magnetycznej ciągłych i jednorazowych parametrów zespołu napędowego, przyrządów pokładowych, wyposażenia elektrycznego, wyposażenia radiotechnicznego, uzbrojenia i układu sterowania. Jest wykorzystywany do zapisu informacji kodowo-impulsowej podczas lotu w celu późniejszego jej przetworzenia w warunkach naziemnych oraz do przechowywania zapisanych informacji zarejestrowanych w normalnych i awaryjnych sytuacjach podczas lotu. W rejestratorze TESTER do zapisu parametrów (wysokości, prędkości, przeciążeń liniowych, przemieszczeń statecznika poziomego i lotek, ruchu pedałów i drążka sterowego, ruchu trzonu steru kierunku i DSS) w układach samolotu służą nadajniki dostarczające odpowiednich sygnałów za pośrednictwem bloku elektroniki i bloku wzmacniaczy zapisu, odtwarzania i samokontroli do bloku rejestracji magnetycznej. Jako nadajniki w rejestratorze TESTER wykorzystywane są: potencjometryczne nadajniki przemieszczeń kątowych MU-615A; nadajniki przeciążeń MP-95; małowymiarowe nadajniki ciśnienia typu MDD-Tje. W skład kompletu rejestratora zamontowanego na samolocie wchodzą: blok elektroniki 1IM; blok wzmacniaczy zapisu, odtwarzania i samokontroli 5IM; blok numeru włączenia 3IM; blok rejestracji magnetycznej w pojemniku ochronnym M2T-3-3; moduł uzgadniający M14-07; potencjometryczne nadajniki przemieszczeń kątowych MU-615A; nadajniki przeciążeń MP-95; małowymiarowe nadajniki ciśnienia MDD-Tje; moduł uzgadniający M2; moduł uzgadniający M3. Rejestrator odbiera informacje o parametrach lotu i poszczególnych zakresach pracy SAU, układów IK-WK, SUW, IS-5MG, urządzeń R-862, MRP, instalacji hydraulicznych, układu sterowania zakresami pracy silników, urządzeń startu i lądowania, środków ratowniczych, układu paliwomierza przepływomierza i obrotomierza ITE. TESTER rejestruje parametry strona 63/150

66 ciągłe (analogowe) i jednorazowe (binarne). Możliwa ilość rejestrowanych informacji dla parametrów analogowych i pomocniczych wynosi 256 pomiarów w ciągu sekundy (podawane przez blok elektroniki 1IM). Liczba wejść dla rejestracji ciągle zmieniających się parametrów 38. Ponadto posiada możliwość zapisu komend pojedynczych (sygnałów dwójkowych BS) w ilości 208 pomiarów na sekundę. Nośnikiem informacji jest walcowana na zimno taśma magnetyczna wykonana ze stopu żelazo-niklowo-chromowego (20NHG) o szerokości 24,5 mm i grubości 0,015±0,002 mm. Długość taśmy wynosi 75 m. informacja jest zapisywana na taśmie i odtwarzana za pomocą głowic magnetycznych w czasie przesuwania się taśmy w dwóch kierunkach. Informacja jest zapisywana na taśmie na 24 ścieżkach zapisu, przy czym zapis prowadzony jest na 12 ścieżkach w górnej połowie taśmy przy przewijaniu w jednym kierunku, a na kolejnych 12 ścieżkach w dolnej połowie taśmy, przy przewijaniu w przeciwnym kierunku. Zasobnik ochronny rejestratora magnetycznego zapewnia zachowanie nie mniej niż 95% informacji zapisanych na taśmie magnetycznej. Zapisana informacja zachowana jest bez strat i zmian w czasie 60 dni. Rejestrator zapewnia możliwość przepisana informacji bez jego demontażu z samolotu. Prędkość przepisywania jest 8 10 razy większa niż prędkość zapisywania przy napięciu zasilania w zakresie V. Informacja zapisana w rejestratorze odszyfrowywana jest w naziemnych urządzeniach odtwarzania danych lotu RD-21. Dane zarejestrowane w pamięci rejestratora RD-21 są przesyłane i deszyfrowane przez system analizy parametrów lotu TETYS IV. System deszyfracji parametrów lotu TETYS IV jest oprogramowaniem komputerowym przeznaczonym do: analizy lotu statku powietrznego; analizy parametrów ruchu obiektu; analogowej prezentacji parametrów lotu; badania zależności,między parametrami; animacji ruchu obiektu; zobrazowania trasy lotu obiektu; zobrazowania organów sterowania; wydruku wybranych parametrów lotu; wydruku komunikatów. strona 64/150

67 Rejestrator S2-3a/MiG-29 Rejestrator S2-3a/MiG-29 przeznaczony jest do rejestracji w czasie lotu i na ziemi parametrów głównych układów samolotu i jego wyposażenia, bieżącego czasu lotu i parametrów (danych) wejściowych oraz do zabezpieczenia zarejestrowanych informacji w czasie wypadku lotniczego. Zastąpi urządzenie kontroli i rejestracji lotu TESTER-U3Ł oraz ATM-QR6D. Sygnały pomiarowe są bezpośrednio podłączone do wejść układów formowania i przetwarzania analogowo-cyfrowego (blok akwizycji S3-1a-2/MiG-29 oraz blok BPNK-1), a następnie w postaci pakietów danych cyfrowych są rejestrowane w pamięciach kasety eksploatacyjnej S3-1a-2K/M (rys. 24) i ochronnej S2-3a-K (rys. 25). Rys. 24. Kaseta eksploatacyjna S3-1a-2K/M Rys. 25. Kaseta ochronna S2-3a-K Do transmisji danych w systemie rejestracji S2-3a/MiG-29 wykorzystano standard CAN (Controller Area Network). Dodatkową zaletą zmodernizowanego systemu rejestracji parametrów lotu samolotu MiG-29 jest podniesienie poziomu cyfryzacji przetwarzanych sygnałów pomiarowych. Obok wymienionych kaset zapisu danych w skład rejestratora wchodzi blok akwizycji i przetwarzania analogowo-cyfrowego S3-1a-2/MiG-29, który poprzez moduły pomiarowe do przetwarzania danych analogowych (przetwarzanie analogowych sygnałów napięciowych), danych binarnych (przetwarzanie binarnych sygnałów napięciowych) oraz sygnałów specjalnych (przetwarzanie sygnałów napięciowych o złożonej strukturze np. sygnały z bloku komend granicznych BPK-88), zapewnia samokontrolę i rejestrację wspomnianych grup sygnałów oraz daje możliwość wprowadzenia do rejestracji i kontroli nowych parametrów pochodzących z układów: nawigacji, automatyki uruchamiania silników RD-33, sterowania układami wykonawczymi. strona 65/150

68 Rys. 26. Blok akwizycji S3-1a-2/MiG-29 W modułach pomiarowych wykorzystano mikroprocesory sterujące przetwarzaniem analogowo-cyfrowym sygnałów analogowych, binarnych i specjalnych oraz transmisją danych po szynie danych typu CAN. Transmitowane dane w określonym formacie poprzez szynę danych CAN są przesyłane do systemu nadrzędnego i rejestrowane w kasetach ochronnej i eksploatacyjnej (odpowiednio w kasecie S2-3a-K i S3-1a-2K/M, rysunek 26). Kolejnym blokiem przetwarzana danych w postaci napięcie-kod jest blok BPNK-1 (rys. 27) o zasadzie działania podobnej jak wspomniany blok akwizycji i przetwarzania analogowocyfrowego S3-1a-2/MiG-29 (rys. 26). Rys.27. Blok BPNK-1 Do wejść modułów pomiarowych bloku BPNK-1 podłączone są sygnały: sterujące układu uruchamiania silników RD-33, sterujące pracą zaworów spadochronu hamującego, poziomu napięcia prądu stałego obwodów zasilania silnika elektrycznego (ST-115W) i pompy olejowej zabudowanych na skrzynce napędów agregatów typu KSA-2. strona 66/150

69 Uzupełnieniem systemu jest kieszeń K3-1a-2K (rys. 28) przeznaczona do szybkiego montażu i demontażu kasety eksploatacyjnej na płatowcu samolotu. Rys. 28. Kieszeń szybkiego demontażu kasety eksploatacyjnej System zapewnia rejestrację poszczególnych parametrów w ilości: parametry analogowe (ciągłe) 58 parametrów, parametry jednorazowe ( binarne) 36 parametrów, parametry nowowprowadzone z układu uruchamiania silników i spadochronu hamującego 31 parametrów, parametry nowowprowadzone z komputera misji MDP ( ang. Mission and Display Processor) 30 parametrów. Obiektywna analiza zapisów (OAZ) Uniwersalny system deszyfracji parametrów lotu Obiektywna Analiza Zapisów (OAZ) jest systemem działającym w środowisku operacyjnym WINDOWS (WIN 98, WIN 2000, WIN XP) i przeznaczony jest do deszyfracji parametrów lotu zapisywanych przez pokładowy system rejestracji S2-3a. Dotychczasowy system deszyfracji THETYS oparty jest na systemie operacyjnym MS-DOS, coraz trudniej dostępny na rynku oprogramowania a wymagania sprzętowe komputera (płyta główna ze złączeni ISA, które nie jest montowane we współczesnych płytach głównych) determinują konieczność zmiany oprogramowania, które będzie bazować na ogólnie dostępnych środowiskach operacyjnych WINDOWS. Program OAZ umożliwia: transmisję danych zarejestrowanych w czasie lotu z pamięci kasety strona 67/150

70 eksploatacyjnej (lub ochronnej) do pamięci komputera z systemem OAZ, archiwizację danych; odczyt danych archiwalnych z baz danych; zobrazowanie graficzne przebiegów wybranych parametrów; zobrazowanie i analizę danych: analogowych, obliczeniowych i dwustanowych (komend jednorazowych). Zapis parametrów lotu odczytany z kasety eksploatacyjnej (lub ochronnej) można podzielić na dowolne odcinki czasowe, w których wykrywać można stany awaryjne, przekroczenia eksploatacyjne. Struktura programu umożliwia wyświetlanie okna głównego, okien zobrazowania, okien edycji poszczególnych danych typu: filtry (określanie reguł pobierania danych z archiwum); rejestrator (wybór cykli pomiarowych rejestratora S2-3a, odpowiadających typom statków powietrznych); statki (definiowanie typów i numerów bocznych statków powietrznych); piloci (definiowanie identyfikatorów pilotów); zapisy (transmisja danych z pamięci kasety do pamięci komputera, archiwizacja danych w bazie danych, definiowanie zapisów do zobrazowania); loty (definiowanie wybranego lotu); wykres (zobrazowanie przebiegów parametrów zapisu zdefiniowanego); trasa (zobrazowanie trasy lotu statku powietrznego z pokładowym systemem GPS na tle mapy cyfrowej); parametry (lista parametrów pomiarowych wybranego typu statku powietrznego); parametry obliczeniowe (lista parametrów obliczanych z wartości kodowych wraz z odpowiednimi definicjami procedur obliczeniowych); grupy parametrów (edycja grup parametrów zapisu zdefiniowanego); grafiki skalowania parametrów (zobrazowanie i edycja grafik skalowania analogowych parametrów lotu statków powietrznych); przekroczenia (definiowanie przekroczeń zakresów wartości parametrów analogowych, obliczeniowych i dwustanowych); archiwa (otwieranie i tworzenie nowych archiwów oraz przetwarzanie zbiorów strona 68/150

71 archiwalnych); opis (opis programu). Poniżej zaprezentowano kilka przykładów analizy zapisów rejestratora TESTER dokonanej przy użyciu oprogramowania TETYS IV. Wszystkie zaprezentowane analizy dotyczą sytuacji szczególnych, które zagrażają bezpieczeństwu lotów. Rys. 29. Spadek ciśnienia w zasadniczej instalacji hydraulicznej (Samolot MiG-29 nr 83 dnia r.) strona 69/150

72 Rys. 30. Przekroczenie dopuszczalnej prędkości obrotowej SNC lewego silnika (Samolot MiG-29 nr 40 dnia r.) strona 70/150

73 1 Rys. 31. Niedopuszczalny spadek ciśnienia paliwa lewego silnika (Samolot MiG-29 nr 54 dnia r.) strona 71/150

74 1 Rys. 32. Przekroczenie dopuszczalnej wartości temperatury gazów wylotowych prawego silnika (Samolot MiG-29 nr 83 dnia r.) strona 72/150

75 Na rysunku 29 cykliczne pojawianie się komendy jednorazowej PIHz świadczące o spadku ciśnienia w zasadniczej instalacji hydraulicznej poniżej dopuszczalnego i odpowiadającej jej znaczniki stanów awaryjnych na osi OX oznaczone kolorem czerwonym. Przyczyną było rozszczelnienie się rozdzielacza hydraulicznego co spowodowało awaryjne lądowanie na innym lotnisku. Zdarzenie było badane przez KBWL LP. Na rysunku 30 zauważalny nagły wzrost prędkości obrotowej SNC lewego silnika n1l (rozbiegnięcie się wentylatora) do niedopuszczalnej wartości oraz nagły wzrost temperatury gazów wylotowych t4l i prędkości wibracji μl i odpowiadającej im znaczniki stanu awaryjnego na osi OX oznaczone kolorem czerwonym. Na rysunku 31 w pozycji 1 zauważalny spadek ciśnienia paliwa w pierwszym kolektorze wtryskiwaczy paliwa do komory spalania lewego silnika PT1Kl w trakcie deceleracji silnika poniżej wartości dopuszczalnej sygnalizowane znacznikiem stanu awaryjnego na osi OX w kolorze czerwonym. Na rysunku 32 w pozycji 1 przekroczenie dopuszczalnej temperatury gazów wylotowych prawego silnika t4p. W tym przypadku przekroczenie nie jest sygnalizowane czerwonym znacznikiem stanu awaryjnego na osi OX ponieważ wartość dopuszczalnej temperatury gazów wylotowych jest określana indywidualnie dla każdego silnika na podstawie ustalonego poziomu regulacji kanału ograniczania temperatury gazów wylotowych bloku BPR-88 w trakcie jego produkcji lub remontu. Ocenę niezgodności prowadzi personel techniczny opierając się na zestawieniu dopuszczalnych wartości temperatur gazów wylotowych eksploatowanych silników zamieszczonych w ograniczeniach eksploatacyjnych wydawanych i aktualizowanych przez Szefa Techniki Lotniczej JW Pokładowy rejestrator danych ATM QR6D Pokładowy rejestrator danych ATM QR6D jest dodatkowym (eksploatacyjnym) rejestratorem parametrów lotu zabudowanym na samolocie MiG- 29. Zastosowany w nim cyfrowy nośnik pamięci powoduje uzyskanie dużej czystości zapisu danych oraz rejestrację innych parametrów takich jak: czas rzeczywisty, data, szerokość i długość geograficzna. Pozwala ponadto na zapisywanie większej ilości parametrów, ułatwiając prowadzenie analizy niesprawności na samolocie. Podstawą strona 73/150

76 rejestracji danych przez ATM QR6D jest praca bloku 1IM systemu TESTER U3-Ł, z którego rejestrowane są wszystkie parametry lotu. Dodatkowo rejestrowane są parametry z systemów GPS/TACAN/VOR/ILS oraz ustawienia przełączników na pulpitach A i EP-6 lub EP-7 poprzez interfejs TGR-29A. Rejestrator można wykorzystywać w trakcie sprawdzeń naziemnych i w czasie lotu. Deszyfracja oraz archiwizacja danych rejestratora odbywa się za pomocą odczytu danych rejestratora ATM QR6D na czytniku danych ATM RD6 z wyjściem typu LPT lub USB oraz oprogramowania FDS (Flight Data Service), które służy do deszyfracji i analizy parametrów lotu i jest zainstalowane na komputerze typu PC. System FDS zajmuje się kompleksowym przetwarzaniem danych zbieranych na pokładzie samolotu przez urządzenia rejestrujące różnego typu. Główne zadania systemu to odczyt danych, operacje na nich (włączając w to analizy ręczne i automatyczne) oraz archiwizacja Oprogramowanie deszyfrujące FDS (Flight Data Service) System i oprogramowanie FDS (Flight Data Service - obsługa danych), zapewnia kompleksowe przetwarzanie danych rejestrowanych przez rejestratory pokładowe różnych typów. System FDS zajmuje się kompleksowym przetwarzaniem danych zbieranych na pokładzie samolotu przez urządzenia rejestrujące różnego typu. Główne zadania systemu to odczyt danych, operacje na nich (włączając w to analizy: ręczne i automatyczne) oraz archiwizacja. Aby poprawnie odczytać dane, trzeba znać sposób ich rejestracji. Ponadto, aby dane poprawnie zanalizować, trzeba utworzyć algorytmy analiz. Aby z kolei dane zebrane podczas analizy wykorzystać (przesłać do bazy danych itp.), należy posiadać informacje, z jakiego samolotu, dnia, numeru lotu one pochodzą. Te wszystkie wymienione dane, niezbędne dla prawidłowego funkcjonowania systemu, są zawarte w plikach pomocniczych nazywanych "plikami użytkownika". Pliki te - zgodnie ze swoją nazwą - wprowadzane są przez użytkownika systemu. Jest to jedna z cech systemu stanowiących o jego sile: użytkownik nie jest skrępowany żadnymi ograniczeniami i może dopasować system do swoich wymagań. Wśród urządzeń rejestrujących dane został specjalnie wyróżniony rejestrator szybkiego dostępu (Quick Access Recorder - QAR) produkcji firmy ATM. Rejestracja strona 74/150

77 odbywa się w nim na podstawie formatu danych, którym należy uprzednio zaprogramować rejestrator - za pomocą specjalnej funkcji systemu FDS. Pliki użytkownika zawierają wszelkie informacje dotyczące samolotów, opisu rejestrowanych parametrów, algorytmów analizy itp. Z zawartością plików są praktycznie powiązane wszelkie inne funkcje FDS. Szczególnie istotnym elementem edycji plików jest prawidłowy opis rejestrowanych danych. System FDS podczas odczytu danych z urządzeń rejestrujących zapisuje je w specjalnym, własnym formacie. Dane są zapisywane do pliku dyskowego w formie skompresowanej, zgodnej z opisem rejestrowanych danych. Dane zawierające informacje o locie są zbierane w pewien uporządkowany sposób. Specjalne urządzenia pokładowe, tzw. szyfratory, zajmują się pobieraniem informacji z poszczególnych czujników (wysokości, prędkości, obrotów silnika itp.) i składają je w tzw. rekordy, wysyłane w stałych odstępach czasu do rejestratorów pokładowych. Informacje o budowie rekordu danych (jego długości, częstotliwości, zawartości) nazywamy formatem danych wejściowych. W dalszym ciągu dokumentacji format rejestrowanych danych będzie nazywany skrótowo LFL (ang. "logical frame layout"). Rekord zawsze składa się ze stałej liczby słów. Słowo zaś składa się ze stałej liczby bitów. Informacje rejestrowane na pokładzie można generalnie podzielić na trzy typy: dane analogowe - rejestrujące wartości parametrów - np. wysokości, przeciążenia pionowego itp. dane dyskretne - rejestrujące stany logiczne (zdarzenie występuje bądź nie występuje). dane ASCII - rejestrujące informacje tekstowe. Dane dyskretne, jako dwustanowe, są rejestrowane w jednym bicie. Dane analogowe mogą w szczególnych wypadkach składać się nawet z kilkudziesięciu bitów. W większości przypadków długość informacji dotyczącej wartości parametru analogowego nie przekracza długości słowa (np. dla systemu ARINC bitów). Parametry ASCII są zawsze ośmiobitowe. strona 75/150

78 Rys. 33. Wahania prędkości obrotowej sprężarki niskiego ciśnienia (SNC) prawego silnika (Samolot MiG-29UBM nr 15 dnia r.) strona 76/150

79 1 2 Rys. 34. Wyłączenie silników w powietrzu (Samolot MiG-29UBM nr 15 dnia r.) strona 77/150

80 1 2 Rys. 35. Nieuruchomienie się lewego silnika na ziemi (Samolot MiG-29M nr 40 dnia r.) strona 78/150

81 1 Rys. 36. Samoczynne wyłączenie się silnika prawego w powietrzu (Samolot MiG-29M nr 59 dnia r.) strona 79/150

82 1 Rys. 37. Przekroczenie dopuszczalnej różnicy prędkości obrotowych SWC silników na zakresie OBROTY MAKSYMALNE (Samolot MiG-29M nr 111 dnia r.) strona 80/150

83 Na rysunku 33 zauważalna zmiana wartości prędkości obrotowej SNC prawego silnika N(W)_P (64,33 71,60 %) przy ustalonym położeniu dźwigni sterowania silnikiem DSS_P spowodowana zmianą kąta położenia segmentów dyszy wylotowej DYSZA_P (4,07 89,65 º). Na rysunku 34 dla punktu 1 nastąpiło nieumyślne przestawienie DSS obu silników poniżej opory MG (Obroty Minimalne) co zapoczątkowało proces wyłączania oby silników (zauważalne spadki prędkości obrotowych sprężarek wysokiego ciśnienia N(K)_L i N(K)_P oraz temperatury gazów wylotowych T4_L i T4_P obu silników). W punkcie 2 nastąpiło przestawienie DSS silników do opory PD (Pełne Dopalanie), co zapoczątkowało proces automatycznego uruchomienia silników po przekroczeniu przez DSS opory MG (narastanie wartości prędkości obrotowych SWC oraz temperatur gazów wylotowych, a także pojawienie się komend jednorazowych UR_SIL_L poz. 6 i UR_SIL_P poz. 7). Na rysunku 35 dla punktu 1 użyto przycisk uruchomienia silników, co spowodowało spadek wartości napięcia stałego U_27V, następnie po czasie 5 s ocenionym na podstawie wykresu podstawy czasu T(S) (20-15), nastąpił wzrost ciśnienia olej KSA P(M)_KSA do wartości 4,591 oraz wzrost prędkości obrotowej SWC lewego silnika N(K)_L do wartości 24,06% będące wynikiem rozkręcania KSA i pędni silnika przez rozrusznik turbinowy. Po czasie 33-20=13s nie nastąpiło dalsze narastanie prędkości obrotowej silnika, przez co proces rozruchu został przerwany poprzez przestawnie DSS DSS_L na oporę STOP poz. 2. Na rysunku 36 dla punktu 1 nastąpiło przerwanie połączenia kinematycznego pompy-regulatora NR-59A z skrzynką napędu agregatów silnika KDA (wałek) prawego silnika co spowodowało natychmiastowy spadek wartości ciśnienia paliwa w kolektorze wtryskowym silnika PP1_P i brak zasilania silnika w paliwo. Następstwem braku zasilania silnika paliwem był spadek wartości prędkości obrotowych SNC N(W)_P i SWC N(K)_P oraz temperatury gazów wylotowych T4_P przy ustalonym położeni DSS silnika DSS_P. Na rysunku 37 dla punktu 1 nastąpiło przekroczenie dopuszczalnej różnicy prędkości obrotowych SWC prawego i lewego silnika na zakresie OBROTY MAKSYMALNE (WT: ΔNSWC 4%) wynoszący na podstawie zapisu N(K)_L= 99,24% i N(K)_P=95,2% ΔNSWC=4,04% z tendencją wzrostową. strona 81/150

84 7. Pokładowe systemy diagnostyczne i kontroli parametrów lotu 7.1. Wprowadzenie W skład pokładowych systemów diagnostycznych i urządzeń kontroli i rejestracji parametrów lotów wchodzą, obok rejestratorów eksploatacyjnych i katastroficznych parametrów lotów (TESTER- U3Ł i ATM-QRD6), układy wewnętrznej ciągłej kontroli systemów: układ EKRAN zobrazowujący i rejestrujący uszkodzenia układów, jednostek napędowych, instalacji pokładowych i agregatów z możliwością zapis ich w pamięci urządzenia, system zobrazowania świetlnego, głównych sygnałów niesprawności, za pomocą uniwersalnej tabliczki sygnalizacyjnej typu WSS-1-4K, system zobrazowania niesprawności na nowo zabudowanym wielofunkcyjny wyświetlaczu sterującym MFCD (ang. Multifunctional Control Display) zawierający kody błędów sygnalizowanych dla pilota w czasie lotu, system informatora głosowego pokładowego typu P-591B Pokładowy zintegrowany układ kontroli i ostrzegania pilota "Ekran" Układ EKRAN (rys. 38) służy do: zorganizowanego sprawdzania wyposażenia za pomocą wewnętrznych układów kontroli, obróbki logicznej, przedstawiania informacji operatorowi i dokumentowania ich (rejestracji) na zakresie kontroli naziemnej ( NK ); obróbki logicznej, dokumentowania i przedstawiania pilotowi informacji o uszkodzeniach (niesprawnościach) - podawanych od wewnętrznych układów kontroli poszczególnych układów i agregatów na zakresie kontroli podczas lotu ( PK ) i podczas naziemnego sprawdzania; zapamiętywania uszkodzeń powstałych w locie i idącą w ślad za tym (po wylądowaniu) ich rejestracją na taśmie z oznaczeniem czasu (zakres dokumentowania DK ). W skład systemu wchodzą: strona 82/150

85 blok logiki i sterowania 1E-03M; blok 2E-01 (uniwersalnej tabliczki sygnalizacyjnej UST); przyciskowego automatu zabezpieczenia sieci AZK EKRAN ( EKRAN ); dwóch przycisków KNR EKRAN WYWOŁANIE ( EKRAN CALL ) i KONTROLA EKRAN ( TEST EKRAN ). Rys. 38. Tabliczka sygnalizacyjna układu EKRAN. Blok 1E-03M przeznaczony jest do: analizy sygnałów przesyłanych z pokładowych elementów kontroli samolotu, określania priorytetów zdarzeń, przechowywania i priorytetowego przekazywania komunikatów (tab. 1), dostarczania sygnałów sterujących do urządzenia kontrolnego i do bloku 2E-01, zapamiętywania informacji w celu powtórnego zobrazowania oraz dokonywania algorytmów kontroli, analizy poszczególnych kadrów z informacją o systemach, zapisanych w pamięci. Na rysunku 39 przedstawiono przykładowy ciąg rejestrowanych zdarzeń. Blok 2E-01 służy do zobrazowania testów i instrukcji przesyłanych z bloku 1E-03M. strona 83/150

86 Rys. 39. Przykładowa rejestracja zdarzeń W tabeli 3 przedstawiono zbiór parametrów lotu związanych z układem napędowym, rejestrowanych i sygnalizowanych przez poszczególne układy wewnętrznej ciągłej kontroli systemów (P-591-B, EKRAN, TESTER, WSS-1-4K). Tabela 3. Komendy parametrów lotu Parametr Nadajnik Blok formujący sygnał Układ rejestrujący Prędkość obrotowa wentylatora nw(n1) DczW-2500 BPR 88 BPK - 88 REDUCE RPM LH RH P-591-B, EKRAN,TESTER Prędkość obrotowa sprężarki wysokiego ciśnienia nk(n2) D-3 DczW-2500 BPR 88 BPK - 88 ITE-2, TESTER REDUCE RPM LH RH P-591-B,EKRAN,TESTER Temperatura gazów za turbiną t4 Termopara T-99 BPR 88 BPK - 88 ITG-1 REDUCE RPM LH P-591-B,EKRAN,TESTER Ciśnienie paliwa w I obwodzie wtryskiwaczy ppal.i DAT-80 BPK-88 REDUCE RPM LH RH REDUCE RPM P-591-B,EKRAN,TESTER strona 84/150

87 c.d. Tabela 3. Komendy parametrów lotu Ciśnienie oleju na wejściu s-ka pol.wej. Ciśnienie powietrza za sprężarką p k Ciśnienie w instalacji Przeciwoblodzeniowej (POS) Ciśnienie powietrza na wejściu s-ka p wej. Ciśnienie gazów za turbiną p 4 Temperatura oleju silnika Temperatura paliwa na wejściu do pompyregulatora tpal. Kąt przestawienia segmentów (gardzieli) dyszy wylotowej αg DAT-8 BPK-88 OIL PRESS LH RH REDUCE RPM P-591-B,EKRAN,TESTER DAT-40 BPK-88 TESTER DAT-8 BPK-88 EKRAN DAT-2,5A BPR 88 BPK - 88 TESTER DAT-8 BPK-88 TESTER P-77 BPK-88 OIL PRESS LH RH REDUCE RPM P-591-B,EKRAN,TESTER P-77 BPK-88 ZAWÓR PRZEPUSTOWY PALIWA DS-11G BPK-88 TESTER Wibracja silnika MW-27-1G BPK-88 REDUCE RPM LH RH LHREDUCE P-591-B,EKRAN,TESTER Położenie DSS αdss MU-615A TESTER Temperatura powietrza na wejściu do silnika P-97M BPK-88 P-591-B,EKRAN,TESTER Opiłki oleju WS1-T BPK-88 Niestateczna praca silnika OIL PRESS LH RH P-591-B,EKRAN,TESTER SPT-88 BPR-88 TESTER,EKRAN Temperatura GTDE T-82K BPK-88 EKRAN Zakres dopalanie DPI-1500 BPR-88 Poziom oleju silnika DSMK-2A PKUZO LH RH ENGINE AB TESTER OIL NORM RIGHT ENGINE LEFT ENGINE Położenie DSS αdss MU-615A TESTER strona 85/150

88 7.3. Układ sygnalizacji świetlnej w kabinie WSS-1-4K Układ sygnalizacji świetlnej w kabinie WSS-1-4K służy do informowania i ostrzegania załogi o działaniu układów, ich uszkodzeniach i konieczności zastosowania środków zapobiegawczych. W skład kompletu wchodzą: blok sygnałów sterujących BUS-1, bloki sygnałów awaryjnych i ostrzegawczych BAPS (2 sztuki), blok sygnałów informacyjnych BOS (3 szt), regulator przełącznik RP-1, nadajnik zewnętrznego oświetlenia DNO-1 (2 szt.), lampka przycisk /KSC-1/ zestaw tabliczek sygnalizacyjnych TS-5M (WSS-1 rys. 40). Sygnały ostrzegawcze i awaryjne podawane są z układów do bloków sygnałów awaryjnych i ostrzegających BAPS, które włączają odpowiednie sygnalizatory świetlne z filtrem koloru: żółtego, jeśli są to sygnały ostrzegające, czerwonego, jeśli są to sygnały awaryjne, zielonego, jeśli są to sygnały informacyjne. Rys. 40. System sygnalizacji świetlnej w kabinie WSS-1 strona 86/150

89 Opisane powyżej sygnały zezwalają na włączenie lampki głównej sygnalizacyjnej /KSC/ (ang. Master Caution). Sygnalizatory świetlne i lampka /KSC/ świecą światłem pulsującym /migającym/ do momentu naciśnięcia przycisku lampki KSC przez pilota. Po jego naciśnięciu, lampka /KSC/ gaśnie, a sygnalizatory świetlne świecą światłem ciągłym do momentu wyłączenia sygnału. Typy świetlnej sygnalizacji niesprawności odnoszące się do układu napędowego przedstawiono w tabeli 4. Tabela 4. System świetlnej sygnalizacji niesprawności Lp Nazwa tab. sygn. Znaczenie niesprawności Nadajnik generujący sygnał Blok formujący sygnał 1 GBX FIRE POŻAR KSA IS-5MG LEWY/PRAWY SILNIK LH ENG FIRE POŻAR LEWEGO SILNIKA IS-5MG LEWEGO SILNIKA POŻAR RH ENG FIRE PRAWEGO SILNIKA IS-5MG PRAWEGO SILNIKA ZREDUKUJ REDUCED RPM DCzW-2500,T-99,DAT-80,MW- BPK-88, BPR- OBROTY LH ENG 27G 88 5 REDUCED RPM RH ENG 6 OIL PRESS LEFT 7 OIL PRESS RIGHT 8 OIL PRESS GBX 9 LH ENG START 10 RH ENG START 11 LH ENG AB 12 RH ENG AB LEWEGO SILNIKA ZREDUKUJ OBROTY PRAWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU LEWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU PRAWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU KSA URUCHOMIENIE LEWEGO SILNIKA URUCHOMIENIE PRAWEGO SILNIKA DOPALANIE LEWEGO SILNIKA DOPALANIE PRAWEGO SILNIKA DCzW-2500,T-99,DAT-80,MW- 27G DAT-8, P-77, WS-1T DAT-8, P-77, WS-1T DAT-8, P-77, WS-1T BPK-88, BPR- 88 BPK-88 BPK-88 BPK APD APD-88 DPI-1500 DPI-1500 BPR-88 BPR-88 Sygnały informacyjne podawane są z układów do bloków sygnałów informacyjnych BOS, które włączają odpowiednie sygnalizatory świetlne z zielonym filtrem. Każdy z bloków BOS i BAPS może przyjąć 10 sygnałów. WSS-1 zapewnia: sterowanie tabliczkami świetlnymi TS-5M pulpitu WSS-1 i lampką /KSC/, strona 87/150

90 automatyczną płynną regulację świecenia TS i /KSC/ w zależności od oświetlenia w kabinie a sterowaną przez RP-1, ręczną płynną regulację świecenia TS i /KSC/ sterowaną przez pokrętło regulator RP-1, natychmiastowe zgaszenie TS i /KSC/ w momencie zaniku sygnałów ostrzegawczych i awaryjnych, przełączenie zakresu migania w zakres świecenia ciągłego w przypadku awarii kanału migania. System zobrazowania niesprawności na nowo zabudowanym wielofunkcyjnym wyświetlaczu sterującym MFCD. Pokładowe rejestratory i systemy kontroli parametrów lotu wzbogacono, podczas modernizacji awioniki, o dodatkowy system zobrazowania występujących niesprawności w trakcie lotu, grupując ich kodami niesprawności typu MFL (ang. Maintenance Fault List), sygnalizowanymi dla obsługi technicznej przez komputer misji MDP (ang. Mission Data Computer) oraz ich powiązanie z PFL (ang. Pilot Fault List) błędami sygnalizowanymi dla pilota w trakcie lotu. Błędy typu MFL są rejestrowane wraz z informacją o czasie ich powstania w trakcie lotu. Błędy typu PFL są sygnalizowane pilotowi w przypadku występowania niesprawności (rys. 41). strona 88/150

91 Rys. 41. Wyświetlacz MFCD w trybie zobrazowania EMER W trybie tym, pilot może dokonać wyboru strony z czynnościami do realizacji tzw. check-list czyli czynności do wykonania przez pilota w dowolnym czasie pracy systemu. Ponadto, system automatycznie wyświetla właściwą stronę zgodnie z wagą niesprawności, tzn. niesprawność o wysokim priorytecie (np. pożar silnika lewego/prawego) zostanie wyświetlona automatycznie zamiast bieżącego zobrazowania wyświetlacza typu MFCD. Wyświetlacz sam zmienia zobrazowanie na typu EMER-CHECKLIST, rysunek 42. Niesprawności o wysokim priorytecie dotyczą zespołu napędowego i ich systemów (patrz tabela 4). Jeżeli lista kontrolna niesprawności jest już wyświetlona, zobrazowanie MFCD nie zmieni się. Niesprawność o niskim priorytecie jest sygnalizowana na aktualnie wybranym zobrazowaniu wyświetlacza MFCD poprzez znak EMER. Przejście do zobrazowania EMER może nastąpić poprzez manualne ustawienie żądanego zobrazowania. strona 89/150

92 Rys. 42. Wyświetlacz MFCD w trybie zobrazowania EMER-CHECKLIST 7.4. System informatora głosowego pokładowego typu P-591B Uzupełnieniem opisanych powyżej pokładowych rejestratorów i systemów kontroli parametrów lotu i sygnalizacji niesprawności jest pokładowy informator głosowy typu P-591-B. System przeznaczony jest do informowania pilota za pomocą nagranych wcześniej komend głosowych, powiązanych z wybranymi sygnałami niesprawności, generowanymi przez wewnętrzne systemy kontroli i wyświetlanymi na poszczególnych pokładowych systemach kontroli parametrów lotu (EKRAN, TESTER, WSS-1 czy wyświetlacz MFCD) o wystąpieniu niesprawności. Jednocześnie, dla najważniejszych czterech sygnałów niesprawności związanych z strona 90/150

93 pożarem układu napędowego (lewy/prawy silnik), pożaru skrzynki napędu agregatów (KSA-2) oraz minimalnej pozostałości paliwa do lądowania, foniczny sygnał niesprawności jest przesyłany równolegle poprzez radiostację pokładową do organów ruchu lotniczego, informując o najwyższym priorytecie sytuacji awaryjnej w powietrzu. System składa się z: bloku selekcji sygnałów P , zbierający sygnały z nadajników pokładowych i formujący sygnał sterowania do bloku odtwarzającego, blok odtwarzania komend głosowych P , pulpitu zdalnego sterowania RI-65-20, wzmacniaczy fonii. W układzie odtwarzania informacji głosowej (krótkiej komendy głosowej) jest wykorzystana zasada wielokanałowego zapisu informacji na taśmie ferromagnetycznej, gdzie informacje głosowe zapisane są równolegle jedna nad drugą po obu stronach taśmy. Informacje odtwarzane są za pomocą 6 głowic odczytu. Ilość wszystkich komend głosowych zapisanych na nośniku ferromagnetycznym wynosi 48. Nagrane informacje podzielone są na dwie grupy po 24 komendy głosowe. Powyższe ma na celu skorelowanie długości odtwarzania w dowolnym kanale od czasu trwania samej informacji. Ilość wszystkich komend głosowych, związanych z niesprawnością zespołu napędowego (przekroczenia temperaturowe i eksploatacyjne silników, KSA-2, pożary zespołu napędowego, wibracje zespołu napędowego i KSA-2) wynosi 18. Podsumowując dotychczasowe rozważania nad systemem monitorowania niesprawności zespołu napędowego samolotu MiG-29 można przedstawić kilka wniosków. Pozytywnymi aspektami obecnego stylu zarządzania procesem obsługowym samolotów MiG-29 jest ich utrzymanie w dobrej kondycji eksploatacyjnej oraz zapewnienie wysokiej ich dostępności. Zmiana strategii eksploatacyjnej wymusiła zmiany organizacyjno-etatowe w strukturach baz lotniczych poprzez utworzenie komórek organizacyjnych, które zapewniły wyższy poziom zarządzania procesem obsługowym. strona 91/150

94 Zwiększenie roli znaczenia ciągłej analizy niezawodności eksploatowanych samolotów MiG-29 i określanie ich potencjału eksploatacyjnego, zapewnia wysoki poziom bezpieczeństwa lotów. Ponadto dążenie do spełniania wymogów systemu zapewnienia jakości w obszarze obsług SP, wymusza na personelu zarządzającym tym procesem zwiększenie stopnia współpracy i kooperacji w zakresie bezpieczeństwa i szacowania ryzyka oraz zarządzania szkoleniem personelu SIL. Jednakże, jak każdy system, także i ten system zarządzania obsługami samolotów MiG-29 posiada pewne mankamenty i wady. Zgodnie z zasadą kooperacji i synergii, pełna funkcjonalność systemu może być osiągnięta poprzez wsparcie bezpośrednie lub pośrednie procesu obsług przez producenta samolotu. W przypadku płatowca zasada powyższa realizowana jest w znacznym stopniu przez zakład remontowy, którego działania w głównej mierze przyczyniły się do obecnej strategii eksploatacji samolotów MiG-29. Sytuacja w przypadku silników jest zgoła odmienna. Brak starań o certyfikację ze strony polskiego zakładu remontowego w zakresie remontu silników, a przez to brak dostępu do zmieniających się strategii eksploatacyjnych silników, implikuje poważne problemy w zarządzaniu eksploatacją silników RD-33. Przejęcie tej roli przez Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych, ale tylko w zakresie diagnostyki niezawodnościowej jest jedynie półśrodkiem, na pewno wpływającym na zwiększenie poziomu bezpieczeństwa, lecz nie zapewniającym silnikom wymaganego poziomu żywotności. Obniżający się potencjał eksploatacyjny silników spowodowany brakiem jego normowania powoduje poważne problemy eksploatacyjne, które w przyszłości będą musiały być poddane przeobrażeniom w wyniku zdecydowanych działań zarządczych. Zasady elastyczności i aktualności oraz przystępności i przejrzystości narzucają na system zarządzania obsługami samolotów MiG-29, konieczność prowadzenie realnego i rzetelnego planowania obsług oraz utworzenia systemu gromadzenia, analizowania, przetwarzania i syntezowania danych z realizacji obsług i procesu eksploatacji SP [26]. Występująca, na każdym szczeblu duża ilość dokumentacji ewidencyjnej oraz planistyczno-sprawozdawczej obsług nastręcza tworzenie tzw. biurokracji i małej przejrzystości systemu. Zastosowanie do samolotów MiG-29 strategii eksploatacji strona 92/150

95 wg stanu technicznego wymusiło rozbudowę i zmianę sposobu aktualizacji użytkowanego systemu informatycznego wsparcia eksploatacji. Przejście na wersje online zapewnia aktualność informacji i rzetelniejsze jej gromadzenie. Negatywnymi stronami SIWEsp jest zbyt duża modułowość systemu i wynikające z tego problemy z jego pełnym zintegrowaniem w spójną informację eksploatacyjną. Ponadto, brak narzędzi planowania oraz kompleksowej oceny niezawodności z uwzględnieniem cząstkowych miar gotowości eksploatacyjnej i miar obsługowości nie daje przejrzystej sytuacji eksploatacyjnej i nie wspiera w pełni systemu zarządzania eksploatacją. System zgodnie z nazwą ma służyć wspieraniu, a nie być wspieranym. Sprawny system zarządzania obsługami musi być uzupełniany zarządzaniem zaopatrzeniem. Każde zachwianie w tym systemie zmniejsza wpływ na skuteczność zarządzania obsługami i negatywnie wpływa na poziom dostępności statków powietrznych. Obecny system zarządzania obsługami samolotów MiG-29 spełnia zadania związane z osiągnieciem celu głównego, choć posiada obszary do potencjalnych zmian mogących polepszyć jego efektywność, a tym samym zapewnić jeszcze większą intensywność realizacji operacji lotniczych, przy niezmiennie wysokim poziomie bezpieczeństwa. Zainstalowane na pokładzie samolotu rejestratory pozwalają wpływać na bieżącą dostępność eksploatacyjną poprzez prowadzenie szczegółowej i wieloaspektowej analizy polotowej obejmującej całe spektrum rejestrowanych przez nie parametrów. W dalszej części rozprawy przytoczone zostaną przykłady zdarzeń lotniczych związanych z silnikami, które najczęściej są trudnymi do uniknięcia na podstawie prowadzonych analiz. Rejestratory parametrów lotu zasadniczo podnoszą alarm w sytuacji, gdy dojdzie do przekroczenia w jedną lub drugą stronę określonego dla danego, rejestrowanego parametru zakresu wartości. Rejestratory parametrów służą do rejestracji wartości mierzalnych stanów dynamicznych statku powietrznego, wartości ciśnieniowych, obciążeń wpływających na strukturę płatowca, parametrów położenia kątowego elementów sterowania samolotem i silnikami. Zarejestrowane w czasie eksploatacji parametry po ich dogłębnej analizie stają się bazą do określania zdatności statku powietrznego do lotu, co umożliwia bieżące kierowanie eksploatacją samolotów strona 93/150

96 na szczeblu jednostki lotniczej. Najbardziej pożądaną sytuacją byłoby, gdyby rejestratory mogły również dokonywać zapisów inicjacji uszkodzeń elementów mechanicznych wpływających żywotnie na funkcjonowanie samolotu, a do takich niewątpliwie zalicza się jego zespół napędowy. Biorąc pod uwagę konieczność dodatkowego montowania czujników sygnalizujących zużycie elementów, przy założeniu, że ich montaż byłby możliwy, podnosiłoby to w nieskończoność koszty systemu rejestracyjnego. Dlatego też do określania sprawności tego typu elementów używa się narzuconych przez producenta reguł prowadzenia eksploatacji, takich jak określony dla nich resurs godzinowy bądź kalendarzowy, będący wynikiem realizacji procesów badawczych na etapie konstruowania obiektu eksploatacji. Wynika stąd prosty wniosek, że pokładowe rejestratory parametrów lotu mimo, iż nie mogą zarejestrować wszystkich sytuacji niepożądanych na pokładzie, umożliwiają bieżące funkcjonowanie nie tylko jednostek lotniczych ale również wielkich przedsiębiorstw przewozowych dostarczając danych określających zdatność statku powietrznego do lotu. Pokładowe systemy diagnostyczne przekazują załodze w czasie rzeczywistym informacje, wyrażone w różny sposób, odnoszące się do sprawności systemów na pokładzie samolotu. Właściwie funkcjonujące systemy diagnostyczne spełniają nie tylko rolę informacyjną, ale są podstawą do sprawnego i właściwego reagowania załogi statku powietrznego na powstające niesprawności. strona 94/150

97 8. Analiza zewnętrznych przyczyn awarii systemu napędowego 8.1. Wprowadzenie Przedstawione wcześniej informacje odnoszące się do charakterystyki zespołu napędowego pokazują jak istotny jest to element dla układu pilot samolot, w ujęciu możliwości wykonania zadania bojowego przez współczesnego pilota samolotu myśliwskiego. Uwarunkowania wykonywania zadań w powietrzu związane są z uzyskiwaniem ogromnych przeciążeń pionowych rzędu 9g, a dla elementów gorących silnika z pracą na zakresach powodujących przyspieszone ich zużywanie. Zgodnie z zasadami prowadzenia walki pilot nie może zastanawiać się nad ewentualnymi negatywnymi skutkami jego działalności dla silników samolotu, musi robić wszystko aby uzyskać i zachować przewagę taktyczną, a to wymaga wykorzystywania zespołu napędowego w pełnym zakresie eksploatacyjnym jego pracy. Dlatego też nie powinno być niczym niezwykłym to, że żywotność silników współczesnych samolotów bojowych jest relatywnie krótka, a ich niezwykle intensywna eksploatacja potrafi przysparzać problemów z utrzymaniem ich żywotności. Będący przedmiotem rozważań zespół napędowy samolotu MiG-29, to system szczególnie skomplikowany, gdyż jego trzon tworzą dwa silniki RD-33. Wielokrotnie udowadniał w praktycznym działaniu swoją przewagę nad maszynami jednosilnikowymi, bo nawet, gdy silnik w tym samolocie zgaśnie, lądowanie na drugim, sprawnym silniku jest zjawiskiem normalnym i nie przysparza pilotowi problemów. Nie ma jednoznacznych dowodów na przewagę układu dwusilnikowego w działaniach wojennych. Można mniemać, że również na wojnie nawet w przypadku zniszczenia jednego silnika, drugi pozwoli doprowadzić samolot do miejsca lądowania. Awarie i niesprawności zespołu napędowego mogą być powodowane przez szereg różnego rodzaju czynników, do których można zaliczyć: Środowisko eksploatacyjne (stan nawierzchni lotniskowych i związana z tym możliwość wystąpienia zjawisk typu FOD, obecność dzikiej zwierzyny na lotnisku, status występowania ptaków na lotnisku i w jego okolicach); Stopień wyeksploatowania elementów i podzespołów SP; strona 95/150

98 Niesprawność bloków generujących sygnały mówiące o niesprawności; Błędy w technice pilotowania. Tabela 5. Sygnały dotyczące niesprawności silnika i jego podzespołów Nazwa tab. sygn. GBX FIRE LH ENG FIRE Znaczenie niesprawności POŻAR KSA POŻAR LEWEGO SILNIKA RH ENG FIRE POŻAR PRAWEGO SILNIKA REDUCE RPM LH ENG REDUCE RPM RH ENG OIL PRESS LEFT OIL PRESS RIGHT OIL PRESS GBX ZREDUKUJ OBROTY LEWEGO SILNIKA ZREDUKUJ OBROTY PRAWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU LEWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU PRAWEGO SILNIKA CIŚNIENIE OLEJU KSA W tabeli 5 powyżej przedstawiono podstawowe sytuacje szczególne związane z niesprawnością zespołu napędowego. Ze względu na ich istotne znaczenie dla funkcjonowania całego systemu wszystkie występują w kolorze czerwonym na pulpicie sygnałów awaryjnych, co oznacza, że pilot jest zobowiązany do natychmiastowej, adekwatnej reakcji w odniesieniu do tych awarii. Dodatkowych informacji o ich naturze bądź kolejności postępowania udziela informator głosowy i system EKRAN, a w samolotach po modyfikacji informacje o niesprawnościach pojawiają się na wyświetlaczu MFCD. W sytuacjach związanych z uszkodzeniem zespołu napędowego, które traktowane są jako priorytetowe na ekranie pojawia się automatycznie tzw. CHECK LIST, która jest swego rodzaju przewodnikiem prowadzącym pilota przez dany przypadek szczególny. Wygenerowane przez wcześniej wymienione czynniki niesprawności zespołu napędowego mogą mieć miejsce w całym procesie eksploatacji, począwszy od jego uruchomienia na ziemi, strona 96/150

99 poprzez wykołowanie, start i cały lot, do wyłączenia silników po zakołowania samolotu na stoisko. Z punktu widzenia bezpieczeństwa systemu i możliwości przeciwdziałania skutkom najłatwiej zapanować nad tymi, które mają miejsce na ziemi, gdyż generują hipotetycznie mniejsze zagrożenie dla operatora (pilota, technika samolotu przy wykonywaniu próby na ziemi). Hipotetyczność tego założenia wynika z faktu, że również na ziemi mogą zaistnieć bardzo niebezpieczne formy niesprawności zespołu napędowego lub jego elementów, czego potwierdzeniem była zaistniała w bieżącym roku eksplozja rozrusznika turbinowego podczas próby uruchomienia na ziemi przez personel SIL, zakończona spaleniem samolotu. Większość przypadków związanych z niesprawnością silników w locie pozwala na zakończenie lotu lądowaniem, dzięki układowi dwusilnikowemu. W trakcie praktycznego wykonywania zadań szkolenia lotniczego zdarzały się sytuacje niezamierzonego wyłączenia obu silników na samolocie szkolno bojowym (MiG-29UBM). W jednym przypadku taka sytuacja miała miejsce w trakcie podejścia do lądowania i tylko dzięki bardzo dobrym właściwościom aerodynamicznym samolotu i utrzymywaniu zwiększonej w stosunku do nakazanej prędkości podejścia do lądowania, przez szkolonego pilota zdarzenie zakończyło się lądowaniem bez następstw. Niesprawności elementów zespołu napędowego bardzo trudno szereguje się do tych, które mogą wystąpić na ziemi i tych, które zdarzają się zasadniczo w powietrzu. Do tych, które zdarzają się wyłącznie na ziemi można zaliczyć niesprawności uniemożliwiające zakończenie procesu uruchomienia silników zgodnie z obowiązującymi zasadami. Są to: nie uruchomienie się jednego z silników w zakresie automatycznym lub ręcznym; nie zamknięcie się wlotu regulowanego w trakcie uruchomienia po osiągnięciu nakazanej prędkości obrotowej; niewłaściwa praca rozrusznika turbinowego; przekroczenie max dopuszczalna temperatury gazów za turbiną T4. Każdorazowo przy zaistnieniu któregokolwiek z przytoczonych przypadków pilot lub technik zobowiązany jest przerwać proces uruchomienia poprzez przestawienie Dźwigni Sterowania Silnikami w położenie STOP. Teoretycznie do niesprawności strona 97/150

100 mogących się wydarzyć wyłącznie na ziemi można byłoby zaliczyć te związane z zasysaniem ciał obcych (FOD). Teoretycznie, ponieważ samolot MiG-29 posiada system poboru powietrza do silników, który zabezpiecza go przed skutkami działania ciał obcych w trakcie gazowym silnika. Mianowicie w trakcie uruchomienia po uzyskaniu prędkości obrotowej 34-36% klin wlotu powietrza do silnika zamyka się, a powietrze do silnika dostarczane jest poprzez górne wloty powietrza. W wyniku tego w trakcie uruchomienia, kołowania i początkowej fazy rozbiegu osiowe wloty powietrza, które dostarczają powietrze do silników w czasie lotu pozostają zamknięte, co chroni silnik przed zasysaniem ciał obcych. Niezwykle charakterystyczne zjawisko, które towarzyszy pracy silnika turboodrzutowego, zwłaszcza przy dużych wartościach obrotów może być obserwowane przy dużej wilgotności powietrza powstaje wir pokazujący drogę zasysania powietrza (wilgoci) i nie tylko. Nie da się go zauważyć w przypadku samolotu MiG-29. Rys. 43. Zdjęcia prezentujące fazy lotu: z lewej kołowanie - wloty osiowe zamknięte, z prawej start - wloty osiowe otwarte W czasie rozbiegu wloty osiowe są zamknięte, rysunek 43, do uzyskania prędkości przyrządowej 108 kts (ok. 200 km/h), powyżej której następuje ich otwarcie, które pilot odczuwa na podstawie charakterystycznego pchnięcia będącego wynikiem przyrostu siły ciągu, po czym następuje podniesienie przedniego koła i w konsekwencji oderwanie samolotu od pasa startowego. W trakcie lądowania, gdy prędkość na dobiegu zmniejszy się poniżej 108 kts wloty osiowe zamykają się. Jeżeli strona 98/150

101 którykolwiek z nich się nie zamknie kołowanie do miejsca postoju samolotu jest zabronione i po skołowaniu z pasa pilot zobligowany jest wyłączyć silniki. Jeżeli wszystko jest w porządku to po wyłączeniu silników wloty się otwierają aby umożliwić personelowi technicznemu sprawdzenie traktu gazowego silnika po wykonanym locie. W teorii na tym można by zakończyć rozważania na temat uszkodzeń związanych z FOD, uznając je za nieistotne i niewpływające na sprawność funkcjonowania zespołu napędowego. Istnieją jednak przesłanki, z których wynika, iż nawet samolot tak zabezpieczony przed FOD może doznać awarii silników w wyniku zassania ciała obcego. Tego typu zjawisko może np. wystąpić na skutek niewystarczającej dbałości o stan nawierzchni roboczych lotniska, co może prowadzić do wykruszania szwów dylatacyjnych, których fragmenty w czasie poruszania się samolotu po lotnisku mogą przykleić się do zamkniętych klinów wlotów powietrza od strony napływającego powietrza, czyli od zewnątrz. Tego typu trudne do zauważenia obiekty, mogą następnie w wyniku otwarcia wlotów znaleźć się wewnątrz traktu gazowego (szczególnie niebezpieczne przy starcie), generując szkody w zespołach sprężarkowych silnika. Ponadto występuje niewielkie co prawda, ale jednak prawdopodobieństwo zdarzenia polegającego na tym, że w czasie od otwarcie się wlotów do podniesienia przedniego koła, niewielki nawet obiekt, który zostanie podbity przez unoszące się koło może również spowodować poważne uszkodzenia w trakcie gazowym silnika. Podobna sytuacja może zaistnieć przy lądowaniu zanim dojdzie do zamknięcia wlotów w wyniku zmniejszenia prędkości. Niezwykle istotną sprawą w tym kontekście jest uświadomienie sobie, że górne wloty powietrza zasilające silnik w powietrze są mechanizmami ruchomymi, które mogą się zużywać, a w wyniku tego zużycia ich fragmenty mogą dostawać się do traktu gazowego, który oddziałuje destrukcyjnie na elementy silnika. Dodatkowym czynnikiem, który może wpływać na ich działanie jest tak zwana kultura techniczna. Jeżeli się jej nie stosuje lub stosuje nieodpowiednio można doprowadzić do uszkodzenia ruchomych elementów wrażliwych do jakich niewątpliwie zaliczają się segmenty wlotów górnych. Pozostałe zdarzenia odnoszące się do zespołu napędowego mogą mieć miejsce zarówno na ziemi jak i w powietrzu. Przedstawione w dalszej części rozdziału strona 99/150

102 przykładowe przypadki uszkodzeń i podjętych w ich wyniku działań odnoszą się do przedsięwzięć realizowanych po wystąpieniu zdarzenia, których celem jest opracowanie profilaktyki zmniejszającej do minimum ryzyko wystąpienia podobnych niesprawności w przyszłości Stany awaryjne występujące podczas kołowania i obsługi naziemnej Opiłki w oleju lewego silnika CHIPS LH/RH ENGINE : wypadek lotniczy MiG- 29UB Silniki zostały uruchomione w zakresie ręcznego wyboru kolejności, w układzie lewy, następnie prawy. Po 6 minutach od uruchomienia silnika lewego pilot otrzymał komunikat w postaci zaświecenia lampki OIL PRESS LEFT. Dodatkowo informator głosowy podał informację CHIPS LH ENG. REDUCE RPM. Pilot natychmiast przestawił dźwignie sterowania silnikami w położenie STOP, wyłączając je. Przedstawione w jednym z wcześniejszych rozdziałów algorytmy rozwiązywania problemów na szczeblu jednostki okazały się niewystarczające, dlatego też zdarzenie zostało przekazane do dalszych badań zespołowi wyższego szczebla. Prowadzący stwierdzili, że: Działanie pilota było prawidłowe i realizował on właściwie postawione zadanie; Użytkowanie samolotu było prawidłowe; W dokumentacji technologicznej remontu obowiązującej w zakładzie brak jest nakazu odnotowywania w Książce silnika wypracowanego resursu łożyska BT22, w przypadku jego zabudowy w II kategorii (dotyczy to jedynie dokumentacji obiegowej remontu silnika). Sytuacja taka uniemożliwia, przy wykonywaniu remontu w zakładzie innym niż ten, w którym zabudowano łożysko, określenie, czy pozostały resurs gwarantuje resurs nadany silnikowi po remoncie; Przyczyną wystąpienia opiłków lewego silnika było uszkodzenie łożyska kulkowego, podpierającego koło zębate napędzające napędu głównego silnika. Łożysko uległo uszkodzeniu na skutek długotrwałej pracy w strona 100/150

103 warunkach systematycznie wzrastających oporów ruchu, co było spowodowane jego zmontowaniem z jedną kulką o średnicy większej o prawie 0,1 mm od pozostałych. Było to wynikiem błędnego doboru kulek łożyska w trakcie ich sortowania w zakładzie produkcyjnym. Ponadto konstrukcja łożyska uniemożliwiała kontrolę stanu technicznego kulek i bieżni w trakcie remontu silnika. W wyniku analizy tego zdarzenia wprowadzono kilka zaleceń profilaktycznych tj.: wprowadzono obowiązek sprawdzenia i przemycia filtra instalacji olejowej silnika, na silnikach RD-33 w ramach Przeglądów i sprawdzeń specjalnych po każdych 25±5 godzinach pracy silnika; uzupełniono w rosyjskiej instrukcji technicznej eksploatacji silnika algorytm postępowania po wystąpieniu sygnału OPIŁKI W OLEJU o nakaz przemycia benzyną ekstrakcyjną oraz przepłukania olejem napędu kątowego, zgodnie z instrukcją Samolot MiG-29. Skrzynka napędu agregatów samolotu. Opis techniczny i eksploatacja ; wprowadzono zasadę, zgodnie z którą na lotniskach posiadających zestawy badania zużycia oleju, ich eksploatacją zajmowaliby się tylko przeszkoleni specjaliści grup obsługi technicznej, a Karty wyników sprawdzeń oleju metodami tribologicznymi prowadzone były dla silników, a nie dla samolotów; wprowadzono nakaz wpisywania w Książkach silnikowych silników remontowanych w zakładzie informacji o wypracowanym resursie łożyska, w przypadku zabudowy tego produktu w II kategorii. strona 101/150

104 Rys. 44. Przesunięcie pierścienia zabezpieczającego w stosunku do nakrętki Rys. 45. Uszkodzenia koszyczka łożyska strona 102/150

105 Rys. 46. Opiłki na filtrze głównego napędu silnika Uszkodzenie silnika w MiG 29 (rys. 44, 45, 46) Po zakończonym uruchomieniu obu silników pilot zauważył na tablicy sygnałów awaryjnych zaświecenie lampki OIL PRESS RIGHT oraz usłyszał komendę systemu informacji głosowej CHIPS RIGHT ENGINE, REDUCE RPM (opiłki w prawym silniku, zmniejsz obroty). W tym czasie oba silniki pracowały na zakresie IDLE (mały gaz). Pilot poinformował technika o niesprawności, a następnie wyłączył silniki odpowiednio prawy, a następnie lewy. W wyniku przeprowadzonych badań i ekspertyz komisja prowadząca zdarzenie ustaliła, że pojawienie się opiłków w instalacji olejowej prawego silnika spowodowane było niesprawnością prawego napędu kątowego, co z kolei było wynikiem niewłaściwie wykonanego remontu tego napędu w zakładach remontowych kontrahenta zagranicznego (niesprawność tego typu wystąpiła po raz pierwszy w trakcie eksploatacji samolotów MiG-29, w polskim lotnictwie wojskowym). W ujęciu technicznym przyczyna zdarzenia lotniczego było uszkodzenie powierzchni wewnętrznej ogniwa osłony rurowej, spowodowane tarciem kółka ustalającego, wysuniętego i zakleszczonego w czaszy półsprzęgła napędu kątowego. Z wynikami prac komisji zapoznano zakład kontrahenta zagranicznego, który przeprowadzał remont. W odpowiedzi na pismo z ustaleniami zakład ukraiński przedstawił swoją opinię oraz rekomendacje do dalszej eksploatacji i postępowania w przypadku strona 103/150

106 wystąpienia zjawisko opiłkowania takich zespołów jak: skrzynka napędu agregatów samolotu (KSA), skrzynka napędu agregatów silnika (KDA) oraz napędy kątowe. Wartym podkreślenia jest to, że przedstawiony przez Ukraińców algorytm postępowania w zdecydowany sposób odbiegał od procedur w zawartych w obowiązującej dokumentacji technicznej, które nakazywały w takich przypadkach demontaż silnika. Uszkodzenie silnika prawego, tarczy wirnika wentylatora Po uzyskaniu zgody od kontrolera lotniska, pilot wkołował na drogę startową, wykonał przewidziane przepisami czynności przedstartowe, a następnie przestawił dźwignie sterowania silnikami w położenie odpowiadające obrotom maksymalnym. Z przebiegu zarejestrowanych parametrów wynika, że 12 min i 16 s od uruchomienia, po osiągnięciu przez silniki obrotów ponad 90%, nastąpił gwałtowny spadek prędkości obrotowej prawego silnika. Pilot usłyszał huk w prawej tylnej części samolotu, na co zareagował przestawieniem DSS w położenie IDLE (obroty minimalne mały gaz). Ponadto nastąpił wzrost wibracji silnika prawego, który po przekroczeniu wartości 30 mm/s spowodował wystąpienie przez 2 s sygnału REDUCE RPM RH ENG (zmniejsz obroty silnika prawego). Pilot zgłosił problem kontrolerowi, otrzymując jednocześnie informację od pilota samolotu stojącego za nim przed pasem, o iskrach wydobywających się z dyszy wylotowej prawego silnika. W tej sytuacji podjął jedyną słuszną decyzję o przerwaniu zadania, następnie wyłączył silniki i wszystkie instalacje pokładowe samolotu. Po wyjściu z kabiny pilot i żołnierze wchodzący w skład Grupy Ratownictwa Lotniskowego dostrzegli opiłki metalu w dyszy wylotowej silnika i metalowe elementy leżące na nawierzchni DS. za samolotem. Opisana sytuacja przedstawia pierwsze z dwóch tego typu zdarzeń, które miały miejsce w końcowej części 2013r. Tym nowym problemem, który pojawił się w ostatnim czasie w Siłach Zbrojnych RP podczas eksploatacji samolotów MiG-29, są uszkodzenia tarcz wirników wentylatorów silników RD-33. Pod koniec 2013 roku na dwóch różnych samolotach MiG-29 miały miejsce zdarzenia lotnicze, które badała Komisja Badania Wypadków Lotniczych Lotnictwa Państwowego (KBWL LP). Na podstawie ustaleń, wynikających z przeprowadzonych badań stwierdzono, że strona 104/150

107 przyczyną uszkodzenia obydwu badanych silników było wyczerpanie trwałości zmęczeniowej tarczy IV stopnia wentylatora, w wyniku czego uległa ona pęknięciu (Rys. 47). Rys. 47. Przykład pęknięcia zmęczeniowego tarczy IV stopnia wentylatora w silniku RD-33: z lewej widok całego wirnika, a z prawej widoczne pęknięcie Pozostałe uszkodzenia silników, w pierwszym przypadku były wynikiem ocierania labiryntu tarczy IV stopnia wentylatora o labirynt jego aparatu kierującego, w drugim zaś zostały spowodowane przez łopatkę wentylatora, przemieszczającą się traktem gazowym silnika. Na podstawie dokumentacji remontowej oraz wyników komisyjnego demontażu stwierdzono, że na przedmiotowych silnikach zabudowane były wentylatory typu , których resurs całkowity został zwiększony z 1200 do 1600 godz. podczas remontów wykonanych w zakładzie producenta - w Rosji. Warto odnotować, iż silniki te miały zwiększany resurs techniczny do 1600 godzin w momencie, gdy ich użytkownikiem były Niemieckie Siły Powietrzne. KBWL LP ustaliła także, że w silnikach RD-33 występują trzy niżej wymienione typy wirników wentylatora: zespół najstarszy; zespół montowany na silnikach od r.; zespół montowany na silnikach od numeru posiada wzmocnione tarcze I-IV stopnia. strona 105/150

108 W momencie badania przedmiotowych zdarzeń lotniczych niepokój wzbudził także fakt, że oba uszkodzone silniki miały podobny czas pracy od początku eksploatacji wynoszący ok godzin, co wskazywałoby na powtarzalność zdarzenia. W celu zapobiegnięcia kolejnym wypadkom lotniczym spowodowanym pękaniem wirnika wentylatora, na samolotach MiG-29 wprowadzono natychmiastową profilaktykę polegającą na wprowadzeniu rygorystycznego i jednoznacznego ustalenia wielkości resursu technicznego wirnika wentylatora. Ustalono, że silniki RD-33 należy eksploatować do wypracowania przez wirniki wentylatorów następujących wartości resursu od początku eksploatacji: z wirnikiem wentylatora typu godz.; z wirnikiem wentylatora typu godz.; z wirnikiem wentylatora typu godz.. Analiza typów wirników zabudowanych na silnikach RD-33 znajdujących się w Siłach Zbrojnych RP wskazała, że niestety część silników należało natychmiast odsunąć od eksploatacji, w związku z przekroczeniem nowoprzyjętych resursów technicznych. Wdrożona została profilaktyka mówiąca o realizacji okresowych sprawdzeń profilaktycznych silników RD-33. Polegała ona na tym, że co 50±5 godz. Pracy silnika należy wykonać przegląd endoskopowy wpustów zamkowych tarczy wirnika IV stopnia wentylatora od strony krawędzi pływu łopatek, pod kątem występowania pęknięć tarczy (w zakresie widzialności aparatury endoskopowej oraz dostępności do wyżej wymienionej strefy). strona 106/150

109 Typ wirnika wentylatora Typ wirnika wentylatora Typ wirnika wentylatora Brak danych typu Rys. 48. Procentowy podział silników RD-33 na poszczególne typy wirnika wentylatora w Siłach Zbrojnych RP (stan na dzień r.) Profilaktyką po tych zdarzeniach objęty został także zakład remontowy, gdzie wprowadzono zmiany do procesu remontu, nakazujące przeprowadzenie badań nieniszczących tarcz wszystkich stopni wentylatora. Wcześniej obowiązująca dokumentacja producenta polecała kontrolę metodami nieniszczącymi tylko tarczy I- go stopnia. Na obecną chwilę w Siłach Zbrojnych RP procentowy podział silników RD-33 na poszczególne typy wirnika wentylatora przedstawiono na rysunku 48. Wykres ten pokazuje, że ok 30% silników RD-33 eksploatowanych w Siłach Zbrojnych RP posiada wirniki starszego typu. Aby móc w pełni wykorzystywać ich resurs techniczny oraz mieć pewność, że podobne zdarzenia lotnicze nie pojawią się już na samolotach MiG-29, należy podczas realizacji remontów i usprawnień silników RD-33 stopniowo eliminować wentylatory typu oraz i zastępować je zdecydowanie bardziej niezawodnymi typu Stany awaryjne występujące podczas lotu Wibracja lewego silnika W czasie lotu pilot usłyszał pojedynczą komendę z informatora głosowego VIBRATION LEFT, jednocześnie nie zauważył informacji o wibracji silnika na strona 107/150

110 sygnalizatorze uszkodzeń EKRAN. Parametry pracy i temperatury gazów obu silników były zgodne z warunkami technicznymi. Podczas wyłączania silników po wylądowaniu technik samolotu usłyszał nietypowe odgłosy pracy lewego silnika. Dokonując sprawdzenia sprężarki lewego silnika stwierdził pęknięcie osłony obudowy komory olejowej przedniej podpory lewego silnika o długości około 100 mm oraz ślady oleju w miejscu pęknięcia. Analiza materiałów obiektywnej kontroli lotów pochodzących z samolotu MiG-29 jednoznacznie wskazuje, że wystąpienie zjawiska znacznego podwyższenia poziomu wibracji silnika (z 15 mm/s do 25 mm/s i amplitudzie pulsacji ok. 20 mm/s) rozpoczęło się na przedmiotowym samolocie 15 wylotów wstecz. Zjawisko to, pomimo iż poziom wibracji mieścił się w zakresie dopuszczalnych warunków technicznych, należy łączyć z początkiem procesu uszkadzania się łopatek wirnika turbiny wysokiego ciśnienia we wcześniejszych lotach. Przegląd zapisów urządzenia TESTER-U3-Ł z ostatnich lotów samolotu MiG- 29, na którym doszło do zdarzenia, nie wykazał żadnych odstępstw wartości parametrów pracy silnika od warunków technicznych (WT). Szczególną uwagę zwrócono na zapis temperatury gazów wylotowych T4, których wartość w czasie trwania całego lotu nie przekroczyła wartości dopuszczalnych. Pomimo braku przekroczeń norm eksploatacyjnych (dla obrotów i temperatury gazów wylotowych T4) podczas eksploatacji silników RD-33 w tzw. reżimie bojowym istnieje bardzo duże prawdopodobieństwo ich uszkodzenia ze skutkiem jak w przedmiotowym zdarzeniu lotniczym (rys. 49). strona 108/150

111 Rys. 49. Uszkodzone łopatki wirnika turbiny Przyczyną wystąpienia wibracji silnika lewego była utrata odśrodkowego wyważenia wirnika turbiny wysokiego ciśnienia spowodowana urwaniem dwóch sąsiadujących piór łopatek w odległości 2/3 od podstawy, co pokazano na rysunku 1. Do urwania piór łopatek doszło w wyniku przegrzania ich materiału. Przedmiotowe przegrzanie (przed zakończeniem resursu międzyremontowego silnika) mogło być spowodowane niewłaściwą weryfikacją łopatek podczas przeprowadzonego w zakładzie pierwszego remontu głównego, jak również zawyżonym reżimem eksploatacyjnym silników. Urwanie łopatki turbiny W 23 min lotu załoga zauważyła sygnalizację niesprawności silnika prawego, potwierdzoną komunikatem z informatora głosowego o jego wibracji. W zaistniałej sytuacji dowódca załogi przejął sterowanie samolotem i zmniejszył obroty silników do zakresu minimalnego. Spowodowało to ustąpienie sygnalizacji o niesprawności silnika prawego. Na komendę instruktora pilot szkolony ponownie przejął sterowanie samolotem, przerwał wykonywanie zadania i kontynuował lot w kierunku lotniska strona 109/150

112 startu, wykorzystując ciąg lewego silnika. Przez pozostałą część lotu silnik prawy pozostawał na zakresie minimalnej prędkości obrotowej. Lądowanie odbyło się na lotnisku startu bez następstw. Personel techniczny SIL oraz laboratorium obiektywnej kontroli lotów, w czasie analizy materiałów OKL, nie zwrócił należytej uwagi na zmianę poziomu wibracji w czasie wcześniej wykonanego lotu i nie wyjaśnił jego przyczyny. Pomimo wzrostu poziom wibracji nie przekroczył wartości dopuszczalnych dla tego silnika podczas jego dalszej eksploatacji, przez kolejne 5 godz. i 34 min (w trakcie 8 lotów oraz 11 prób naziemnych zespołu napędowego). Przekroczenie dopuszczalnych wartości wibracji prawego silnika nastąpiło dopiero w trakcie opisywanego lotu, gdy doszło do urwania się łopatki TWC. Rys. 50. Ubytek materiału pióra łopatki Przyczyną uszkodzenia silnika było zmęczeniowe urwanie się pióra łopatki turbiny wysokiego ciśnienia zapoczątkowane powstaniem kruchego pęknięcia pierwotnego po stronie koryta łopatki, w wyniku jej mniejszej odporności na obciążenia termiczne, co było spowodowane wadą materiałową lub ponownym zabudowaniem przedmiotowej łopatki, zamiast nowej, w trakcie remontu. Ubytek materiału łopatki, pokazany na rysunku 50, spowodował wzrost wartości drgań silnika powyżej poziomu, przy którym zadziałał pokładowy system ostrzegawczo-informacyjny, sygnalizując załodze strona 110/150

113 zaistnienie na pokładzie samolotu sytuacji awaryjnej. W mikrostrukturze materiału pióra urwanej łopatki zaobserwowano zmiany, które mogły sprzyjać skłonności materiału łopatki do kruchego pękania. W badanych przekrojach jej pióra stwierdzono przegrzanie materiału po stronie koryta na wysokości największych obciążeń cieplnych. Na podstawie badań porównawczych sąsiedniej łopatki TWC, której materiał nie wykazywał cech przegrzania, mimo jednakowych obciążeń cieplnych oddziałujących na te łopatki, określono, że w czasie eksploatacji turbiny nie nastąpiło przekroczenie dopuszczalnego poziomu obciążeń cieplnych. Niewyjaśnienie przez personel SIL przyczyny wzrostu poziomu drgań silnika prawego w czasie lotu wcześniej wykonanego, które na zakresie OBROTY MINIMALNE wzrosły z 0,8 mm/s zarejestrowanych przed startem do 10,6 mm/s po wylądowaniu, co w konsekwencji wiąże się z początkiem uszkodzenia łopatki turbiny wysokiego ciśnienia. Wprawdzie poziom drgań mieścił się w przedziale wartości dopuszczalnych, ale wielkość zmiany powinna zwrócić uwagę zarówno personelu laboratorium kontroli lotów, jak i technicznego, który na tę okoliczność powinien wykonać przegląd stanu technicznego traktu gazowego przy użyciu endoskopu. Uszkodzenie silnika (rys. 51 i 52) Nad lotniskiem pilot realizował lot treningowy wg ILS. W trakcie wznoszenia do kolejnego podejścia, na wysokości około 650 stóp pilot usłyszał huk w tylnej części kadłuba i zauważył wzrost temperatury gazów wylotowych, a także spadek obrotów lewego silnika. Wykonując dalsze wznoszenie, pilot zmniejszył obroty lewego silnika do minimalnych, a następnie sprawdził w lusterku wewnętrznym, czy nie ma zewnętrznych objawów pożaru. Obserwując tylną strefę samolotu, pilot zauważył poświatę w okolicy dyszy wylotowej lewego silnika, a na wskaźnikach w kabinie utrzymywanie się wysokiej temperatury gazów wylotowych. Wobec powyższych oznak sytuacji szczególnej pilot podjął decyzję o wyłączeniu lewego silnika. W tym czasie prawy silnik pracował na zakresie maksymalnym. Podejście do lądowania i przyziemienie pilot wykonał z pracującym prawym silnikiem, nie zgłaszając żadnych uwag do jego pracy i urządzeń pokładowych. Po bezpiecznym lądowaniu i strona 111/150

114 zakołowaniu na stoisko wykonano przegląd silnika, stwierdzając uszkodzenie I stopnia wentylatora i urwanie się podpory górnej klapy wlotu powietrza. Rys. 51. Brak lewej (zewnętrznej) opory 5 klapki górnego lewego wlotu powietrza (widok od strony wlotu powietrza do silnika) Rys. 52. Uszkodzenia wentylatora strona 112/150

115 Przyczyną uszkodzenia lewego silnika było wpadnięcie do jego traktu gazowego zewnętrznej opory piątej klapki górnego wlotu powietrza. Opora ta oderwała się od poszycia wlotu powietrza z powodu jej niewłaściwego montażu w zakładzie remontowym. Wnioski z analizy okoliczności i przyczyn awarii uwzględniają: Osłabienie poszycia tunelu wlotowego w miejscu montażu opory w wyniku nie przestrzegania technologii remontu. Niska skuteczność systemu kontroli jakości w zakładzie remontowym. Występowanie nadmiernych obciążeń dynamicznych na zewnętrzną oporę piątej klapki górnego wlotu powietrza podczas lotu samolotu. Stopień uszkodzenia silnika spowodował konieczność jego przedwczesnego wymontowania z płatowca. Samolot MiG-29 został zakwalifikowany do dalszej eksploatacji po: naprawie poszycia tuneli wlotowych; wymianie lewej powietrznej chłodnicy powietrza; poprawnym zamontowaniu opór piątych klapek górnych wlotów powietrza; zabudowie sprawnego technicznie silnika RD-33; wykonaniu oblotu technicznego. Przedstawione zdarzenie wpłynęło na system kontroli jakości w zakładzie remontowym poprzez ściślejsze egzekwowanie i kontrolowanie wymogów technologicznych przez uprawnione organa wojskowe. Wady ukryte w złączu spawanym (rys. 53) Podczas lotu pilot nie miał zastrzeżeń do pracy zespołu napędowego. Wylądował na lotnisku startu bez uwag. Po lotach podczas wykonywania obsługi polotowej P, w trakcie przeglądania dyfuzora wlotowego lewego silnika (wchodząc do jego kanału) technik samolotu stwierdził na przedniej górnej podporze silnika w dolnej jego części pęknięcie długości 40 mm. Nie stwierdził przy tym innych pęknięć na podporach ani uszkodzeń łopatek pierwszego stopnia wentylatora. O tym fakcie poinformował dowódcę klucza, który nadzorując wykonywanie obsługi P, potwierdził zaistniałe strona 113/150

116 pęknięcie i zameldował o tym dyżurnemu inżynierowi lotów. Poziom drgań przedmiotowego silnika był wysoki, ale mieścił się w dopuszczalnych normach. W procesie eksploatacji nie zaobserwowano skokowego wzrostu drgań silnika, który mógłby być bezpośrednią przyczyną pęknięcia spoiny, nie stwierdzono również przeciążeń odbiegających od przeciążeń eksploatacyjnych dla tego typu samolotu. Spoinę wykonano zgodnie z dokumentacją remontową zakładu prowadzącego remont, która była w sprzeczności z normą PN-EN ISO 6520:2007. Przyczyną pęknięcia na spawie w miejscu mocowania podpórki do płaszcza wewnętrznego przedniego korpusu wentylatora była nadmierna koncentracja naprężeń w miejscu wykrytej wady spawalniczej. Rozbieżność pomiędzy normą PN-EN ISO 6520:2007, a obowiązującą w zakładzie technologią remontu silników RD-33 w zakresie oceny jakości spoin spawalniczych. Przerwanie więzi kooperacyjnej z producentem silników RD-33 powodujące dezaktualizację dokumentacji remontowej. Przykładowe pęknięcia połączeń spawanych przedstawiono na rysunkach 1 i 1. Rys. 53. Pękniecie na spawie mocowania tylnej krawędzi (spływu) górnej podpórki profilowanej z wewnętrznym płaszczem korpusu przedniego wentylatora silnika strona 114/150

117 Rys. 54. Pęknięcie spawu mocowania podpórki po wykonaniu defektoskopii barwnej Pęknięcia w złączu spawanym (rys. 54) Podczas uruchomienia, kołowania, startu, realizacji zadania w strefie, podejścia precyzyjnego do lądowania (procedura ILS) oraz lądowania wzrokowego VFR (krąg nadlotniskowy) pilot nie stwierdził odstępstw parametrów pracy urządzeń pokładowych oraz silników od nakazanych wartości. Nie stwierdził również żadnych niepokojących odgłosów lub dźwięków z zespołu napędowego lub innych urządzeń pokładowych. Po wylądowaniu pilot nie miał uwag do funkcjonowania statku powietrznego. Podczas wykonywania obsługi polotowej technik samolotu, przeglądając trakt dyfuzora wlotowego lewego silnika, stwierdził pęknięcia na dwóch podporach silnika: na przedniej dolnej podporze pęknięcie o długości ok. 30 mm oraz na przedniej lewej podporze pęknięcie o długości ok. 40 mm. O wykrytych uszkodzeniach natychmiast zameldował przełożonym. Przyczyną zdarzenia były pęknięcia na spawach mocowania podpórek do płaszcza wewnętrznego przedniego korpusu wentylatora. Nadmierna koncentracja naprężeń w miejscu naprawianym podczas remontu silnika w zakładzie remontowym kontrahenta zagranicznego. Brak w instrukcji eksploatacji silnika RD-33 zapisów dotyczących dopuszczalnych pęknięć na spawach podpórek korpusu wentylatora oraz sposobów usuwania tego rodzaju uszkodzeń. Pękanie spawów w rejonie mocowania podpórek korpusów wentylatorów silników RD-33 występowało od początku eksploatacji tego typu silników. Uszkodzenia te nie strona 115/150

118 były jednak wykrywane przez użytkowników, gdyż obowiązująca dokumentacja techniczna nie przewiduje przeglądów tych elementów. Nie są też określone warunki techniczne dopuszczalnych uszkodzeń. Wcześniej pęknięcia spawów wykrywano i naprawiano tylko w trakcie remontu silników. Obecnie stosowana jest tylko jedna metoda usprawniania pękniętych spawów polegająca na ich powtórnym spawaniu zgodnie z oryginalną technologią remontu. Istotnym ograniczeniem aktualnie stosowanej metody jest możliwość tylko jednorazowego wykonania naprawy. Ograniczona jest też długość pęknięć podlegających naprawie, która nie może przekraczać 50 mm. W trakcie prac ustalono, że od czasu opracowania technologii remontu silników RD-33 stosowanej w zakładzie remontowym nastąpiły istotne zmiany w dziedzinie technik spawania. W celu nadążenia za zmieniającymi się technikami spawalniczymi kierownictwo zakładu podjęło z własnej inicjatywy współpracę z Katedrą Spawalnictwa Politechniki Śląskiej w Gliwicach oraz Wydziałem Mechatroniki Wojskowej Akademii Technicznej. Współpraca ta miała na celu opracowanie unowocześnionej metody napraw korpusów wentylatorów. Dokumentem, który formalnie uruchomił procedurę współpracy był opracowany przez zakład projekt celowy w dziedzinie badań obronnych pod nazwą: Opracowanie technologii regeneracji podzespołów i części lotniczych silników turbinowych z nadstopów niklu i stopów tytanu, nowoczesnymi metodami spawania i napawania. Uwzględniając potencjał naukowo-badawczy instytucji zaangażowanych w realizację wyżej wymienionego projektu celowego, można jednoznacznie stwierdzić, że opracowanie i wdrożenie unowocześnionej technologii spawania podczas remontu silników przyczyniło się do poprawy niezawodności połączeń spawanych. Dotyczy to zwłaszcza korpusów wentylatorów silników RD-33, które jako zespół o dużych gabarytach i małej sztywności są szczególnie podatne na zmienne stany obciążeń występujące w czasie eksploatacji. Pęknięte cięgno w mechanizmie ograniczników zakresów pracy Po przylocie parą nad lotnisko podczas rozpuszczenia szyku instruktor zauważył włączone dopalanie i nakazał zmniejszenie obrotów. Szkolony pilot posługując się niesprawnym mechanizmem (pęknięte cięgno z drutu w mechanizmie przełączania strona 116/150

119 ograniczników zakresów pracy DSS pomiędzy pierwszą a drugą kabiną), nieświadomie przestawił DSS-y na pozycję STOP, a nie jak był przekonany na oporę MG, co spowodowało wyłączenie obu silników. Ze względu na ruch nadlotniskowy i wykonywany manewr rozpuszczenia samolotów piloci obserwowali przestrzeń wokół samolotu celem wypracowania prawidłowej odległości i odstępu między statkami powietrznymi do lądowania. W trakcie wyłączania się silników informator głosowy podał komendę: CHECK EKRAN, a na zintegrowanym układzie kontroli i ostrzegania EKRAN-23ME została wyświetlona komenda AC GEN i DISCON GEN DRIVE. Pilot zgodnie z Instrukcją techniki pilotowania rozdział Szczególne przypadki w locie, wyłączył autopilota oraz odłączył napęd prądnicy prądu przemiennego, nie zauważając wyłączających się silników. Kiedy samolot był na zniżaniu, pilot po 14 sekundach od przestawienia DSS-ów na pozycję STOP nieznacznie nimi poruszał, co spowodowało zadziałanie automatyki uruchamiania silników w powietrzu. Po upływie 43 sekund silniki uruchomiły się, a samolot zajął prawidłową pozycję w kręgu nadlotniskowym. W tym momencie piloci sprawdzili wskazania przyrządów, prawidłowość pracy systemów i zwiększając obroty silników, wypuścili podwozie i klapy, prosząc o zgodę na lądowanie. Po przyziemieniu na drodze startowej pilot z pierwszej kabiny cofnął DSS-y w tylne skrajne położenie (IDLE mały gaz) i wypuścił spadochron. Z powodu nieprawidłowego działania ograniczników pracy DSS, pilot przestawiając DSS-y w tylne skrajne położenie, spowodował ponowne wyłączenie silników. W połowie pasa instruktor zauważył, że wloty powietrza do silników nie są zamknięte oraz spadek obrotów lewego i prawego silnika. Przyczyną niezamierzonego wyłączenia silników podczas lotu było pęknięcie drutu mechanizmu przełączania ograniczników zakresu pracy dźwigniami sterowania silników, co spowodowało ich niezadziałanie, a przez to dwukrotne przesunięcie przez pilota DSS-ów w położenie poniżej zakresu MAŁY GAZ. Pęknięcie wewnętrznego przewodu doprowadzającego powietrze Pilot prowadzony pary, utrzymując nakazane miejsce w ugrupowaniu, zwiększył obroty silników i zauważył dużą różnicę pomiędzy obrotami lewego i prawego silnika strona 117/150

120 (z materiałów OKL wynika, że średnia różnica pomiędzy obrotami silników wynosiła około 14%). Próbując ustalić obroty silników na jednakowym poziomie, stwierdził brak reakcji silnika prawego na ruchy dźwigni sterowania silnikiem. O sytuacji zameldował prowadzącemu. Po meldunku odszedł w prawo od ugrupowania i nie zmieniając wysokości lotu, skierował samolot bezpośrednio w stronę lotniska. Po wyjściu z ugrupowania pilot zwiększył obroty obydwu silników i ponownie stwierdził, że silnik prawy mimo ruchu DSS osiąga obroty jedynie około 80%. Parametry pracy silnika lewego były zgodne z WT. Z analizy materiałów obiektywnej kontroli lotów wynika, że po wypuszczeniu podwozia i klap oraz przestawieniu DSS silnika prawego do wartości 63º (wartość maksymalna), obroty silnika osiągnęły jedynie wartość 80,9%. Jednocześnie pilot usłyszał zmianę akustyki w pracy silnika. Pomimo braku sygnalizacji, która mogłyby potwierdzić nieprawidłową pracę silnika (brak komend w systemie EKRAN oraz brak sygnalizacji świetlnej świadczącej o nieprawidłowej pracy silników), pilot podjął decyzję o wyłączeniu prawego silnika. Wykonał podejście i lądowanie z jednym pracującym silnikiem. Po przyziemieniu i opuszczeniu przedniego koła, zgodnie z wcześniejszym poleceniem dowódcy ugrupowania wyłączył również silnik lewy. W kanale przepływowym prawego silnika stwierdzono pęknięcie wewnętrznego przewodu doprowadzającego powietrze pod ciśnieniem do automatyki sterowania silnikiem oraz urwaną obejmę mocującą ten przewód do wewnętrznej ścianki korpusu silnika. Przyczyną osiągania przez prawy silnik obrotów tylko do wartości około 83%, pomimo ustawienia DSS na wyższe zakresy pracy, był spadek ciśnienia powietrza pobieranego z komory spalania do układu zasilania automatyki silnika w związku z jego uszkodzeniami. Bezpośrednią przyczyną wyłączenia silnika prawego przez pilota podczas lotu była niesprawność techniczna silnika, wynikająca ze zmęczeniowego pęknięcia wewnętrznego przewodu doprowadzającego powietrze z komory spalania do układu zasilania automatyki silnika. Urwanie się obejmy mocującej wewnętrzny przewód, doprowadzający powietrze z komory spalania do układu zasilania automatyki silnika, do wspornika na korpusie wewnętrznym silnika w wyniku wibracji oraz przeciążeń w czasie pracy silnika i lotu samolotu. Ukryta wada materiałowa urwanej obejmy mocującej. strona 118/150

121 Spadek obrotów oraz temperatury prawego silnika W trakcie wykonywania zadania pilot poczuł nienaturalne zachowanie się samolotu (dziób samolotu został podniesiony w prawą stronę do góry oraz był odczuwalny delikatny spadek siły ciągu), jednocześnie zaobserwował spadek obrotów oraz temperatury silnika prawego. Po zmniejszeniu obrotów silnika prawego poniżej 50% zapaliła się lampka sygnalizująca uruchomienie silnika prawego. Pilot przerwał wykonywanie zadania i zameldował o zaistniałej sytuacji dowodzącemu ugrupowaniem. Pomimo zapalenia się lampki sygnalizującej uruchomienie silnika prawego obroty dalej spadały i zatrzymały się na wartości 18%, a temperatura spadła poniżej 200 C. Pilot podjął decyzję o próbie uruchomienia silnika w trybie półautomatycznym. Po nieudanej próbie uruchomienia silnika w trybie półautomatycznym postanowił uruchamiać silnik w trybie ręcznym. Podczas czterech prób uruchomienia silnika, pomimo zaświecenia lampki uruchomienie silnika, obroty autorotacji nie zmieniały się, cały czas utrzymując wartość 18%, a temperatura silnika nie przekraczała wartości 200 C. Pilot podjął decyzję o kontynuowaniu lotu i lądowaniu na jednym silniku. Lądowanie z jednym niepracującym silnikiem odbyło się bez następstw na lotnisku startu. Zdarzenie, którego objawy były identyczne z tymi, które są tutaj opisywane miało już miejsce w roku, w którym zdarzyło się opisywane zdarzenie. Pomimo opracowania przez prowadzących badanie wcześniejszego zdarzenia profilaktyki, która powinna była być zastosowana przed dopuszczeniem samolotów do wykonywania lotów, nie została ona zrealizowana, co zostało z automatu uznane za podstawową przyczynę wyłączenia się silnika w powietrzu. Brak realizacji przedmiotowej profilaktyki spowodowany był powolnym procesem jej wdrażania przez uprawniony organ logistyczny, przy jednoczesnym dopuszczeniu samolotów MiG 29 do wykonywania lotów. Za przyczynę zdarzenia uznano również niezgodną z warunkami technicznymi technologii licencyjnej metodę weryfikacji wielowypustu wewnętrznego skrzynki napędów KDA, współpracującego z wałkiem napędu pompy regulatora NR-59A. strona 119/150

122 Wypracowane połączenie wałek koło zębate spowodowało spadek ciśnienia paliwa dostarczanego do silnika i w konsekwencji jego wyłączenie, a brak ciśnienia uniemożliwił uruchomienie silnika w powietrzu. Do okoliczności, które sprzyjały zaistnieniu zdarzenia zaliczono m in.: Niepełne wykorzystanie przez zakład remontowy wsparcia procesu remontu silników przez producenta oraz jego autoryzowanych przedstawicieli. Niewłaściwe wykonanie wzorca wypracowania wielowypustu koła zębatego w zakładzie i wykorzystanie go do weryfikacji przedmiotowych kół. Niewłaściwe funkcjonowanie systemu kontroli jakości w zakładzie i będąca tego wynikiem niewłaściwa weryfikacja stanu technicznego wałka napędu pompy NR-59A przez zakład (wizualna bez znanych warunków technicznych dopuszczalnych wypracowań). Dodatkową okolicznością sprzyjającą był brak właściwej komunikacji na linii: producent zakład remontujący, co skutkowało nietrafnymi i niezgodnymi z technologią producenta technikami realizacji napraw i sprawdzeń. Rys. 55. Zniszczony wielowypust wałka napędu pompy regulatora NR-59A strona 120/150

123 Nieprawidłowa praca silnika Lot wykonywano w ugrupowaniu czterech samolotów (klucza). Po zmianie formacji dowódca ugrupowania wprowadził samolot w lewy wiraż z przechyleniem 60 przy maksymalnych obrotach silników. Mimo ustawienia dźwigni sterowania silnikami (DSS) na zakresie maksymalnym samolot zaczął odstawać od ugrupowania, wobec czego pilot przestawił DSS na zakres minimalnego dopalania w celu uzyskania nakazanej pozycji. Samolot zaczął przyspieszać, lecz pilot zauważył, że dopalanie silnika lewego nie weszło do pracy. Przestawił więc DSS-y na zakres obrotów maksymalnych, po czym stwierdził, że samolot znowu oddala się od prowadzącego. Pilot przestawił DSS-y na zakres maksymalnego dopalania i stwierdził, że dopalanie silnika lewego nie weszło do pracy. Pilot poprosił pilota prowadzonego, aby sprawdził działanie dopalacza silnika lewego. Prowadzony potwierdził, że dopalacz silnika lewego nie wszedł do pracy, stwierdzając jednak rozwarcie jego dyszy. Po otrzymaniu tej informacji pilot przestawił DSS-y do zakresu obrotów maksymalnych i zauważył, że obroty silnika lewego są nieprawidłowe w stosunku do ustawienia DSS-ów (obrotomierz wskazywał około 80% zamiast 95%). Pilot wykonał ruch DSS silnika lewego lecz obroty nie zmieniały swojej wartości. Chwilę później usłyszał komendę z informatora głosowego FUEL PRESSURE LEFT HIGH, REDUCE RPM, E-14 (wysokie ciśnienie paliwa lewego, zmniejsz obroty). Ponadto zaświeciła się czerwona lampka sytuacji awaryjnej, a na tabliczce sygnalizacyjnej zaświeciła się czerwona lampka REDUCE RPM LH ENG (zmniejsz obroty silnika lewego). Na ekranie pojawiła się komenda FUEL PRESS LEFT (ciśnienie paliwa lewego). Pilot natychmiast przestawił DSS silnika lewego do obrotów minimalnych i zameldował o zaistniałej sytuacji dowódcy ugrupowania. Pomimo zmniejszenia obrotów objawy sygnalizacji awarii nie ustępowały. W tej sytuacji pilot zdecydował o wyłączeniu silnika lewego i kontynuowaniu lotu z jednym pracującym silnikiem, o czym zameldował dowódcy ugrupowania. Po wyłączeniu silnika wszystkie objawy ustąpiły. Podczas wykonywania powyższych czynności pilot utracił z pola widzenia samolot prowadzącego, poprosił więc pilota samolotu prowadzonego, aby przejął dowodzenie i doprowadził parę do prowadzącego ugrupowanie (klucz). W tym czasie jeszcze raz strona 121/150

124 skontrolował wszystkie przyrządy w kabinie. Prowadzący ugrupowanie przerwał wykonywanie zadania, skierował ugrupowanie w kierunku lotniska i zameldował o sytuacji awaryjnej. Lot w kierunku lotniska przebiegał prawidłowo. Lądowanie odbyło się bez następstw. Po skołowaniu z drogi startowej pilot wyłączył silnik prawy i opuścił samolot Przyczyną nieprawidłowej pracy lewego silnika, powodującej konieczność jego wyłączenia w czasie lotu był spadek ciśnienia paliwa, spowodowany zanieczyszczeniem instalacji paliwowej silnika opiłkami i fragmentami pochodzącymi z uszkodzonej pompy DCN-78 oraz tulei przystawki typu , na skutek zmęczeniowego urwania się wąsów tulei. Doprowadziło to do wysunięcia się tulei z gniazda przystawki i stopniowego jej niszczenia w wyniku kontaktu z wirującym przenośnikiem śrubowym pompy DCN-78. Powstanie strukturalnego karbu wytrzymałościowego w postaci spoiny spawalniczej, powodujące zmniejszenie wytrzymałości przystawki typu w rejonie wąsów tulei. Zmniejszenie częstotliwości wykonywania obsług filtra paliwa niskiego ciśnienia bez wprowadzenia obowiązku monitorowania parametru wskazującego różnicę ciśnień na tym filtrze, co doprowadziło do obniżenia niezawodności instalacji paliwowej silnika. Efektem prac prowadzonych w ramach badania tego zdarzenia było wdrożenie biuletynu konstrukcyjno-eksploatacyjnego nr O/R/5529/K/E/2013 dotyczącego modyfikacji bloków BPK 88 serii 3A i BPK 88 serii 3K oraz zmian treści komunikatów głosowych w pokładowych informatorach zabudowanych na samolotach MiG 29 w lotnictwie SZ RP. Po zrealizowaniu czynności nakazanych przedmiotowym biuletynem wprowadzono obowiązek monitorowania zmian parametru spadku ciśnienia paliwa na filtrze niskiego ciśnienia silnika RD 33, na podstawie zapisów rejestratora parametrów lotu. strona 122/150

125 Rys. 56. Znaczne ilości opiłków w gnieździe mocowania przewodu doprowadzającego paliwo z filtra niskiego ciśnienia do agregatu NR-59A Spadek ciśnienia oleju Po starcie pilot wykonał zbiórkę metodą zakrętu o 180 i dołączył do samolotu prowadzącego z lewej strony. Podczas wykonywania zakrętu na prostą, w celu wykonania przelotu nad lotniskiem, pilot zauważył zaświecenie się lampki OIL PRESS RIGHT na panelu TLP, jednocześnie wystąpiła komenda systemu EKRAN OIL PRESS RIGHT oraz komenda głosowa OIL PRESSURE RIGHT, REDUCE RPM E-11. Nie meldując dowódcy ugrupowania pilot wykonał odejście z szyku, przechodząc na wznoszenie i zabezpieczając prędkość samolotu. Następnie przystąpił do oceny zaistniałej sytuacji. Po upewnieniu się co do objawów oraz rozpoznaniu awarii przestawił DSS niesprawnego silnika w położenie IDLE, a następnie na częstotliwości dowódcy ugrupowania poinformował Instruktora Pilota o zaistniałej sytuacji i poprosił o pomoc. Następnie odszukał zaistniały przypadek w nakolanniku i skontrolował poziom paliwa. Po czym skierował samolot w stronę lotniska z zamiarem lądowania informując o tym krl TWR. Pomimo podjętych działań wskazania systemu EKRAN oraz lampka na panelu TLP wciąż pozostawały aktywne. Pilot przekazał powyższą informację drogą radiową do IP, który w tym czasie przekazał informację o strona 123/150

126 możliwości lądowania. Następnie pilot przystąpił do czynności związanych z wyłączeniem niesprawnego silnika. Upewnił się czy podjęte czynności dotyczą prawidłowego silnika i przestawił DSS silnika prawego w pozycje STOP. Wyprowadzając samolot na prostą wypuścił podwozie, klapy oraz reflektor lądowania. Przyziemił prawidłowo samolot, wypuścił spadochron hamujący i po zakończeniu dobiegu skołował na płaszczyznę postojową i wyłączył silnik. Przyczyną rozłączenia się połączenia kinematycznego agregatu olejowego ze skrzynką napędu agregatów silnikowych było uszkodzenie zębów połączenia wielowypustowego wałka napędu agregatu z kołem zębatym skrzynki napędów agregatów, spowodowane brakiem współosiowości współpracujących elementów. Brak współosiowości powodował podczas pracy silnika wzmożoną korozję tarciową zębów połączenia wielowypustowego i powiększanie się cyklicznych obciążeń zębów w wyniku zwiększonej wibracji. Rozłączenie połączenia kinematycznego agregatu olejowego ze skrzynką napędu agregatów silnikowych spowodowało spadek ciśnienia w instalacji olejowej prawego silnika, powodujące konieczność jego wyłączenia przez pilota podczas lotu. Dokumentacja techniczna samolotu MiG-29 nie przewidywała dokonywania oceny stanu technicznego połączenia kinematycznego agregatu olejowego ze skrzynką napędu agregatów silnikowych w trakcie jego eksploatacji w okresie resursu między remontowego i do pierwszego remontu. strona 124/150

127 Rys. 57. Uszkodzony wałek zespołu pomp agregatu olejowego Po zaistnieniu przedmiotowego zdarzenia Główny Inżynier Wojsk Lotniczych, na podstawie poczynionych ustaleń i wniosków wynikających ze spotkania roboczego polecił wykonać sprawdzenie stanu technicznego połączenia kinematycznego agregatu olejowego oraz skrzynki napędu agregatów silnikowych na nw. silnikach RD 33: i zabudowanych na samolocie MiG-29; i zabudowanych na samolocie MiG-29UB; i zabudowanych na samolocie MiG-29UB. Demontaż, montaż agregatu olejowego oraz jego weryfikacja była prowadzona przez specjalistów zakładu zajmującego się remontem silników, natomiast wymontowaniem i zamontowaniem silników zajmowali się przedstawiciele użytkownika. Decyzję o dalszej eksploatacji silników podejmował GI WL po zapoznaniu się z wynikami sprawdzeń połączenia kinematycznego KDA agregat olejowy. W efekcie kolejnego spotkania roboczego GI WL polecił realizować sprawdzenie stanu technicznego połączenia do czasu zakończenia prac komisji badającej zdarzenie i ustalenia zasad dalszej eksploatacji przedmiotowego połączenia wg następującego układu: strona 125/150

128 Po pierwszych 150±10% godzinach pracy silnika po remoncie, lub po rozpoczęciu eksploatacji nowego silnika. Kolejne sprawdzenie wykonywać po 150±10% godzinach pracy silnika od poprzedniego sprawdzenia. W związku z tymi sprawdzeniami, przewodniczący komisji zaproponował, aby przy stworzeniu bazy danych eksploatacyjnych, dotyczących sprawdzenia stanu technicznego połączenia kinematycznego KDA agregat olejowy silników RD-33 uwzględnić konieczność ustalenia wyjściowego stanu technicznego tego połączenia, dokumentującego rzeczywiste wielkości jego parametrów dla silników RD-33 nowowprowadzonych i każdorazowo kolejnych nowowprowadzanych do eksploatacji w lotnictwie Sił Zbrojnych RP. Szef Szefostwa Techniki Lotniczej Główny Inżynier WL ustalił, że sprawdzenie przedmiotowego połączenia na nowo pozyskanych silnikach, które już są zabudowane na samolotach, odbędzie się po 150±10% godz. ich pracy. W przypadku zakupu kolejnych nowych silników RD-33, sprawdzenie parametrów przedmiotowego połączenia będzie mogło być realizowane przed ich zabudową na płatowiec, pod warunkiem nie naruszenia jakichkolwiek plomb gwarancyjnych producenta. Podczas narady technicznej, zorganizowanej w zakładzie remontującym silniki na temat problemów niezawodności eksploatacji silników RD-33 omówione zostały wnioski z dotychczas wykonanych czynności, z których wynikało, że: przypadki niesprawności (przedwczesnego zużycia połączenia wielowypustowego) skrzynki napędów agregatów z agregatem olejowym występowały także w lotnictwie rosyjskim. Potwierdzeniem tego jest zmiana w dokumentacji eksploatacyjnej silnika RD-33, wprowadzająca sprawdzanie w eksploatacji stanu technicznego połączenia wielowypustowego KDA agregat olejowy zgodnie z Kartą Technologiczna nr 204. Przedmiotowa KT nr 204 pojawiła się w dokumentacji eksploatacyjnej dostarczonej wraz z nowymi silnikami RD-33 dostarczonymi w 2012 r. Podane w KT nr 204 WT są identyczne jak WT remontowe przewidują rozszerzenia o ewentualne zużycie w czasie eksploatacji; strona 126/150

129 w ramach profilaktyki sprawdzono (do dnia narady technicznej) 29 silników. Wymieniono 9 agregatów olejowych z powodu niezgodności warunków pomiarowych bicia czołowego lub promieniowego lub wychylenia wałka. Nie stwierdzono zużycia wielowypustów wałków i koła zębatego KDA. Ponadto, komisja zwróciła uwagę na przeanalizowanie możliwości modyfikacji metody i wymagań dotyczących kontroli zużycia wielowypustów pod kątem wprowadzenia pomiarów luzów obrotowych w połączeniach wielowypustowych i bezpośredniej kontroli osiowości wałka agregatu olejowego względem napędowego koła skrzynki napędu agregatów. Dała również pod rozwagę wprowadzenie monitorowania poziomu drgań w układzie napędu agregatu olejowego i stopnia zużycia wszystkich czterech wielowypustów przenoszących napęd z koła zębatego skrzynki napędu na wałek agregatu olejowego. Zderzenie z ptakiem Para samolotów MiG-29 wystartowała do strefy. Po wykonaniu treningowych przechwyceń załogi powróciły nad lotnisko, gdzie nastąpiło rozpuszczenie pary. Załogi w celu zużycia nadmiaru paliwa wykonały dwa powtórne zajścia do lądowania. Dowódca pary podczas podejścia do lądowania w odległości 16 km wypuścił podwozie, klapy i zapalił reflektory, a w odległości około 6 km od początku drogi startowej poczuł krótkotrwały nieprzyjemny zapach w kabinie. Kontrolując przyrządy, nie stwierdził odchyleń od normy. Lądowanie odbyło się bez następstw. Po wylądowaniu technik samolotu zameldował pilotowi o śladach krwi na wlocie powietrza do lewego silnika, a następnie dokonał przeglądu łopatek I stopnia wentylatora, wykrywając wgniecenia krawędzi natarcia na trzech łopatkach, o czym również zameldował pilotowi. Pilot nie zauważył momentu zderzenia z ptakiem, jednakże na podstawie jego zeznań oraz śladów upierzenia i krwi na krawędzi osłony lewej wnęki podwozia głównego i lewym reflektorze udało się ustalić, że do zderzenia doszło w fazie podejścia do lądowania. Bezpośrednią przyczyną wypadku lotniczego było zderzenie samolotu z ptakiem, którego szczątki przedostały się poprzez tunel wlotowy do traktu gazowego silnika strona 127/150

130 lewego, doprowadzając do jego uszkodzenia. Stopień uszkodzenia silnika spowodował konieczność jego przedwczesnego wymontowania z samolotu i skierowanie na usprawnienie do zakładu remontowego. Rys. 58. Uszkodzona krawędź natarcia łopatki I stopnia wentylatora silnika lewego Uszkodzenie silnika odłamkiem wspornika Po zrealizowaniu lotu do strefy i treningowych podejść do lądowania pilot wylądował na lotnisku startu. Lądowanie na DS odbyło się bez uwag. Wyłączenie silników nastąpiło na CPPS. Podczas uruchomienia, kołowania, startu, realizacji zadania w strefie działania, podejścia precyzyjnego do lądowania (procedura ILS) oraz lądowania wzrokowego VFR (krąg nadlotniskowy) pilot nie stwierdził odstępstw parametrów pracy urządzeń pokładowych oraz silników od nakazanych wartości. Nie stwierdził również żadnych niepokojących odgłosów lub dźwięków z zespołu napędowego lub innych urządzeń pokładowych. Po wylądowaniu pilot nie miał uwag do funkcjonowania statku powietrznego. Podczas wykonywania obsługi polotowej P technik samolotu, przeglądając trakt dyfuzora wlotowego lewego silnika, stwierdził uszkodzenie 9 łopatek I stopnia wentylatora. Wielkość oraz charakter uszkodzeń silnika wskazują na to, że został on uszkodzony przez wpadnięcie do tunelu wlotowego ciała obcego w postaci metalowego fragmentu pękniętego wspornika. Pęknięcie wspornika wynikało z działania długotrwałych obciążeń eksploatacyjnych strona 128/150

131 większych od założonych dla tej konstrukcji. Problem pękania wsporników nie dotyczy samolotów, na których zgodnie z Zadaniem technicznym nr 210 zamontowano wsporniki nowego typu (wzmocnione). Zadanie techniczne nr 210 może być realizowane tylko w zakładzie remontowym po pozyskaniu go od producenta. Z doświadczeń producenta ( RSK MiG ) wynika, że uszkodzenia wsporników są ściśle związane z czasem ich pracy i mogą wystąpić przy nalocie powyżej 800 godz. Problemy związane z pękaniem wsporników starego typu mogą narastać po osiągnięciu nalotu powyżej 800 godzin przez eksploatowane w Siłach Powietrznych RP samoloty MiG-29 i MiG-29UB. Technologia obsług okresowych przewiduje sprawdzenie wsporników na pracach okresowych wykonywanych po każdych 600±10% godz. po nalocie 1000±100 godz. Bezpośrednią przyczyną uszkodzenia lewego silnika RD-33 było wpadnięcie do jego traktu gazowego fragmentu pękniętego wspornika mocowania siłownika przedniej płyty klina lewego osiowego wlotu powietrza. Do pęknięcia wspornika doszło w wyniku zmęczenia materiału z powodu długotrwałych obciążeń eksploatacyjnych większych od założonych dla tej konstrukcji. Niedoskonałość konstrukcji wspornika wynikająca z niedoszacowania występujących w czasie lotu obciążeń płyty przedniej i siłownika. Olej na osłonie silnika Pilot wystartował z lotniska do lotu próbnego doświadczalnego. Nie miał uwag do parametrów pracy silników, zarówno na ziemi jak i w powietrzu. Po wykonaniu prób w locie wylądował i wyłączył silniki. Po wykonaniu lotu zespół przystąpił do wstępnej analizy parametrów lotu. Podczas wykonywania obsługi startowej do kolejnego lotu personel techniczny grupy startowej wystawianej przez zakład remontowy stwierdził ślady oleju na dolnej osłonie silnika prawego. Ilość oleju w zbiorniku olejowym zmierzona na linijce pomiarowej wynosiła 5,5 l. Minimalny poziom oleju w zbiorniku oleju, przy którym dopuszczalne jest uruchomienie silnika na ziemi i dalsza praca, wynosi 7 l. W związku z powyższym podjęto decyzję o przerwaniu prób i wstrzymaniu silnika od dalszej eksploatacji. strona 129/150

132 Przyczyną niesprawności silnika prawego, był nieprawidłowy montaż pierścienia grafitowego PGŁ30M-1330 lub montaż pierścienia niespełniającego warunków technicznych w trakcie weryfikacji połączenia kinematycznego napędu pompyregulatora NR-59A przez personel zakładu remontującego w ramach czynności profilaktycznych. Nieprawidłowa kontrola jakości w zakładzie prowadzącym remonty i profilaktykę na silnikach w zakresie czynności wykonywanych przez przedstawicieli serwisu zakładu. Zespół badający zdarzenie stwierdził związek przyczynowy między stanem technicznym pakietu uszczelniającego koło zębate , skrzynki napędu agregatów KDA, napędzające pompę regulator NR-59A prawego silnika, a przyczyną jego niesprawności oraz zaistnieniem zdarzenia. W czasie eksploatacji silnika pakiet uszczelniający koło zębate , skrzynki napędu agregatów KDA nie podlega wymianie przez personel techniczny jednostki. Przedstawiciele serwisu zakładu remontowego wykonali czynności profilaktyczne, w wyniku których wymieniono koło zębate oraz wałek napędowy pompy regulatora NR-59A. Zgodnie z technologią wymiany tych podzespołów dokonano wymiany pakietu uszczelniającego, w skład którego wchodzi uszczelnienie grafitowe PGŁ30M Lot, podczas którego doszło do zdarzenia, był pierwszym lotem tego silnika po wykonaniu czynności profilaktycznych przez przedstawicieli serwisu. Przedstawione zdarzenia, które były przedmiotem badań prowadzonych przez Komisję Badania Wypadków Lotniczych Lotnictwa Państwowego (KBWL LP), można zaliczyć do grupy zdarzeń, które stwarzały realne zagrożenie dla bezpieczeństwa lotów oraz możliwości dalszej realizacji zaplanowanych zadań. Z analizy sytuacji wyżej wymienionych można wywnioskować, że były wśród nich takie, które uniemożliwiały wykonanie zadania jako takiego oraz takie, w wyniku których zadanie musiało być przerwane. Dalsze, prowadzone po wylądowaniu badanie zdarzenia prowadziło z reguły do konkluzji, że silnik jest uszkodzony w stopniu uniemożliwiającym jego dalszą eksploatację i wymaga demontażu z płatowca oraz skierowania do remontu, co każdorazowo pociągało za sobą konieczność zabudowania innego, sprawnego silnika. Niewątpliwie w odniesieniu do wszystkich strona 130/150

133 zaprezentowanych zdarzeń można stwierdzić, że proces organizacji lotów przebiegał prawidłowo, że personel był właściwie przygotowany do realizacji zadań. Czynniki, które miały wpływ na zaistnienie przedmiotowych zdarzeń mają bardzo zróżnicowane podłoże. Można do nich zaliczyć: niewłaściwie wykonany remont lub naprawa silnika, czy też jego podzespołu; nieprzestrzeganie lub niewłaściwe opracowanie technologii remontu bądź naprawy; nierzetelnie prowadzona analiza materiałów obiektywnej kontroli lotów; brak dostępu do zmian w strategii eksploatacji zespołu napędowego wprowadzanych przez producenta; duża bezwładność systemu w reagowaniu na powstałe uszkodzenia i opracowywaną w ich wyniku profilaktykę; starzeniowe zużycie elementów i podzespołów silnika. Zaprezentowane czynniki nie zawsze dają się jednoznacznie interpretować, np. nierzetelnie prowadzona analiza materiałów OKL, jest w istocie analizą rzetelną, która jest tylko pozbawiona doświadczeń jakie w przedmiotowym zakresie posiada producent. Mowa tutaj o uszkodzeniu łopatki turbiny, które było wynikiem wzrostu wibracji i zainicjowanego w ten sposób procesu uszkadzania się tego elementu. W trakcie analizy OKL tego przypadku, pomimo wzrostu wartości wibracji mieściły się one w zakresie przewidzianym przez producenta. Zdarzenia takie jak opisane, nie są jedynymi z jakimi ma do czynienia użytkownik w procesie eksploatacji zespołu napędowego samolotu MiG 29. Bardzo dużo zdarzeń kwalifikowanych jest jako incydenty lotnicze i podlega badaniu przez Komisje powoływane przez użytkownika. Zasadniczo różnią się one tym, że silnik nie uległ uszkodzeniu, a do wymiany kwalifikuje się jeden z elementów tworzących zespół napędowy. Na pierwszy rzut oka wydaje się, że silnik będzie się kwalifikował do wybudowy, gdyż objawy na pokładzie samolotu są identyczne z wcześniej opisanymi. Okazuje się jednak, że przyczyną ich zaistnienia nie była jak we wcześniejszych przypadkach urwana łopatka turbiny, ciało obce, zderzenie z ptakiem, urwanie połączenia kinematycznego KDA- pompa paliwowa, KDA-agregat olejowy itp., ale niesprawność elementu tworzącego układ zasilająco sterujący zespołu napędowego. strona 131/150

134 Często w wyniku takiej niesprawności pilot zmuszony jest najpierw do zdławienia a następnie wyłączenia jednego z silników. Efektem finalnym takiej działalności jest lądowanie z jednym pracującym silnikiem, co samo w sobie stanowi poważną sytuację awaryjną. Do najczęściej występujących można zaliczyć: nieprawidłową pracę bloku regulatorów granicznych BPR-88; uszkodzenie regulatora dysz i dopalacza RSF-59A; niewłaściwą pracę nadajnika drgań i generowanie błędnych sygnałów do bloku komend granicznych BPK-88; nieprawidłową pracę agregatu rozruchu silnika APD-88; niesprawność rozrusznika turbinowego GTDE-117. Wszystkie niesprawności elementów zespołu napędowego samolotu wpływają na obniżenie poziomu bezpieczeństwa wykonywanych operacji lotniczych oraz na dostępność statków powietrznych do realizacji zadań zgodnie z przeznaczeniem. strona 132/150

135 9. Podsumowanie Wśród aktualnie obserwowanego intensywnego rozwoju techniki lotniczej szczególne miejsce zajmują lotnicze zespoły napędowe. Współczesne turbinowe silniki lotnicze są obiektami o bardzo skomplikowanej budowie. Od ich parametrów pracy zależą osiągi statków powietrznych a także bezpieczeństwo lotów. Statystyki dotyczące przekroju całej populacji lotniczych silników turbinowych pokazują, że gdyby nie uszkodzenia spowodowane zasysaniem ciał obcych, silnik turbinowy można by określić mianem najbardziej niezawodnego elementu współczesnego samolotu. Wynika to między innymi z stosowania najnowszych technologii wytwarzania części i podzespołów oraz wykorzystania wyników najnowszych badań pozwalających dobierać odpowiednie kształty np. łopatek lub stosować nowe materiały konstrukcyjne. Jednakże nie oznacza to, że turbinowe silniki lotnicze pozbawione są całkowicie wad i nie ulegają uszkodzeniom. Analiza niezawodności statków powietrznych eksploatowanych w Siłach Zbrojnych RP w latach pozwala stwierdzić, że 9% zdarzeń lotniczych spowodowanych było uszkodzeniami silników Największym problemem związanym z eksploatacją turbinowych silników odrzutowych dla lotnictwa czy to państwowego czy to cywilnego jest zasysanie ciał obcych. Związane jest to przede wszystkim z samą budową silnika, a także usytuowaniem go na statek powietrzny. Zdarzenia te można podzielić na dwie grupy: a) uszkodzenie silnika turbinowego poprzez elementy, cząstki i przedmioty luźno znajdujące się na powierzchniach dróg podczas przemieszczania się czy postoju samolotu; b) uszkodzenie silnika turbinowego poprzez zassanie ptaka podczas lotu samolotu. Dostawanie się ciał obcych do silnika (np. kawałki betonu, lód, śnieg czy elementy konstrukcyjne zagubione z samolotów lub pojazdów) może odbywać się podczas kołowania, rozbiegu i startu samolotu. Natomiast najwięcej incydentów z udziałem ptaków zachodzi podczas lotów wiosną, pod koniec lata i na początku jesieni na wysokości do 15m [5]. Elementem silnika najbardziej narażonym na oddziaływanie zasysanych ciał obcych są łopatki sprężarki niskiego i wysokiego ciśnienia. Uszkodzenie łopatek roboczych strona 133/150

136 wentylatora powoduje zmianę rozkładu sił masowych i aerodynamicznych działających na elementy sprężarki, co może doprowadzić do znaczącego wzrostu poziomu drgań silnika, urwania łopatki, a w ostateczności nawet do zablokowanie pędni wirnika. Nietrudno jest zrozumieć dlaczego tak się dzieje, jeśli jako fakt przytoczy się fakt, iż prędkość obwodowa łopatek pierwszych stopni sprężarki na ich wierzchołkach może przekraczać 500m/s. Jako przykład spustoszenia jakie może spowodować zassanie ciała obcego niech posłużą poniższe zdjęcia. Rys. 59. Stan łopatek sprężarki silnika RD-33 po zassaniu ciała obcego [5] Samolot MiG-29 ma dwa (po jednym na każdy silnik) podskrzydłowe dyfuzory wlotowe, które zapewniają maksymalną efektywność ciągu i prawidłową pracę na wszystkich zakresach lotu. Aby uniemożliwić wpadanie ciał obcych do silnika, podczas pracy samolotu na ziemi, kanały dyfuzorów wlotowych zamknięte są przednimi, ruchomymi płytami, a powietrze do silników w tym przypadku dopływa przez klapy górnego wlotu, znajdujące się w górnej części kadłuba. Rozwiązanie to w znaczący sposób obniżyło liczbę przypadków uszkodzeń silników poprzez zassanie ciała obcego. Jednakże problem ten nie został całkowicie rozwiązany [5]. Kolejnym problemem, który znacząco wpływa na eksploatację silników RD-33 są zdarzenia polegające na uszkodzeniach turbiny wysokiego ciśnienia. Bezpośrednią strona 134/150

137 przyczyną tego typu niesprawności są znaczne obciążenia cieplne gorącej części silnika. Pomimo tego, iż każdy element silnika RD-33 jest zaprojektowany by zapewnić stabilne jego działanie w każdym zakresie pracy, pewne niekorzystne czynniki powodują pojawianie się warunków innych niż obliczeniowe, które w niektórych przypadkach mogą doprowadzić do uszkodzenia silnika. Analizując liczbę niesprawności związanych z uszkodzeniem turbiny silnika RD-33 można stwierdzić, że rocznie średnio ok. 13% silników jest wycofywanych z eksploatacji.. Najczęściej pojawiające się uszkodzenia to: pęknięcia na krawędzi natarcia łopatek wirnika turbiny wysokiego ciśnienia; degradacja warstwy wierzchniej łopatek turbiny wysokiego ciśnienia z obszarami łuszczenia się tej warstwy; miejscowe wypalenia rodzimego materiału łopatek; pęknięcia kierownic turbiny wysokiego ciśnienia; wypalenia łopatek aparatu kierującego turbiny niskiego ciśnienia. Rys. 60. Przykłady uszkodzeń łopatek turbiny wysokiego ciśnienia silnika RD-33 Samo zlokalizowanie "słabego ogniwa" silnika RD-33 jakim jest turbina wysokiego ciśnienia nie wystarcza. Bardziej istotne jest znalezienie źródła takiego stanu rzeczy. Wśród użytkowników samolotów MiG-29 w Polsce panuje przekonanie, iż to niewłaściwy remont turbiny wysokiego ciśnienia, a dokładniej jej łopatek roboczych strona 135/150

138 jest przyczyną ww. problemów eksploatacyjnych. Natomiast zupełnie inne wnioski dotyczące tego zagadnienia zawarte są w opracowaniach naukowych. Na potrzeby wyjaśnienia przyczyn pęknięcia łopatek turbiny silnika RD-33 nr zostały przeprowadzone badania przedmiotowych elementów przez Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych [2]. We wnioskach stwierdzono, że: "wszystkie badane łopatki turbiny wysokiego ciśnienia (...) uległy uszkodzeniom w postaci pęknięć zmęczeniowych zainicjowanych na krawędziach natarcia w rejonach wykazujących cechy erozyjno-korozyjnego zużycia powierzchni" oraz "przegrzanie łopatek prawdopodobnie było czynnikiem sprzyjającym inicjacji pęknięć. Nie stwierdza się bezpośredniego związku erozyjno-korozyjnego zużycia powierzchni krawędzi natarcia łopatek z inicjacją pęknięć." Dodatkowo w powyższym opracowaniu zwrócono uwagę, iż stan powłoki ochronnej uszkodzonych łopatek turbiny nie budzi zastrzeżeń. Jak widać, niepopularna wśród użytkowników silników RD-33 teza, że to przegrzanie łopatek w znaczącym stopniu jest powodem degradacji warstwy wierzchniej łopatek turbiny wysokiego ciśnienia oraz ich pęknięć, ma swoje uzasadnienie podparte dowodami. Przegrzanie łopatek może następować w dwojaki sposób: w wyniku przekroczeń eksploatacyjnych temperatury t4 za turbiną silnika oraz w wyniku nieprawidłowego procesu spalania mieszanki paliwowo-powietrznej podczas prawidłowej eksploatacji silnika. O ile przekroczeń eksploatacyjnych można w prosty sposób uniknąć poprzez szkolenia personelu latającego i SIL, o tyle druga przyczyna ma bardziej skomplikowane podłoże. Na podstawie dostępnych danych stwierdza się, że praprzyczyną nieprawidłowego spalania jest zaburzenie procesu rozpylania paliwa. Powoduje to przesunięcie płomienia w komorze spalania, przez co może wzrastać temperatura w strefie turbiny, czyli w miejscu gdzie przy prawidłowym spalaniu nie ma narażenia na zwiększone obciążenia cieplne. Spowodowane jest to prawdopodobnie przez właściwości fizykochemiczne paliwa lotniczego F-34 używanego w eksploatacji samolotu MiG-29. Choć paliwo to spełnia wszystkie wymagania normatywne, to stwierdzono, że przebadane próbki paliwa mają podwyższoną zawartość żywic [2]. strona 136/150

139 Obecność ta w pośredni sposób może powodować powstawanie nagaru na wtryskiwaczach, a co za tym idzie zaburzenia procesu rozpylania paliwa. Reasumując, problem uszkodzeń turbiny wysokiego ciśnienia jest złożony, lecz na podstawie dostępnych opracowań można stwierdzić, że to nie jakość remontu jest za ten stan rzeczy odpowiedzialna, lecz cały szereg innych uwarunkowań, w większości niezależnych od użytkownika. Uzasadnionym jest więc stwierdzenie, że niestety uszkodzenia łopatek turbiny będą występować dopóki eksploatowane będą silniki RD-33. Monitorowanie uszkodzeń zespołu napędowego w zmiennych warunkach działania samolotu MiG 29 to niezwykle skomplikowana problematyka, na którą trzeba patrzeć przez pryzmat wieloaspektowego postrzegania procesu eksploatacji techniki lotniczej. Wydawać by się mogło, że w ujęciu problematyki logistycznego zaopatrywania floty w podzespoły i części zapasowe należy skupić się wyłącznie na relacjach biznesowych między podmiotami posiadającym części i je kupującym. Tymczasem niezwykle skomplikowana, sytuacja geopolityczna Europy drugiej dekady XXI wieku sprawia, że to aspekt szeroko rozumianej polityki zagranicznej staje się tutaj czynnikiem kształtującym wcześniej wspomniane relacje biznesowe. Świadomość faktu mówiącego o tym, że samoloty, których zespól napędowy stanowi główny przedmiot rozprawy weszły na uzbrojenie Sił Powietrznych RP w 1989r. i zostały wyprodukowane w Związku Radzieckim, daje jasno do zrozumienia w chwili obecnej producent, a więc i dostawca części zamiennych ma niewielki interes w dostawie tego co pozwala utrzymywać zdolność bojową potencjalnego oponenta. Byłoby znacznie prościej, gdyby odnosiło się to do kraju o bardziej ugruntowanej demokracji, ale w przypadku Rosji relacje biznes-władza sprowadzają się do tego, że biznes działa na rzecz władzy i to generuje problem. Kolejnym niezwykle istotnym czynnikiem wpływającym na częstość i systematykę występowania uszkodzeń zespołu napędowego jest właściwie realizowana i na bieżąco, zgodnie z zaleceniami producenta aktualizowana strategia eksploatacji danego typu sprzętu. Krajowy zakład wykonujący remonty silników RD-33, które stanowią podstawę zespołu napędowego samolotu MiG 29, nie pozyskał certyfikatu producenta do realizacji remontów silników, stąd też częsty brak aktualnych danych strona 137/150

140 eksploatacyjnych będących wynikiem nabywanego doświadczenia eksploatacyjnego i wydawanych w jego następstwie biuletynów normujących proces przedmiotowej eksploatacji. Ten poniekąd wymuszony rodzaj podejścia do zagadnień eksploatacji sprawia, że jest ona określana poprzez realizację profilaktyki po zaistnieniu zdarzenia, często bez możliwości wyprzedzenia potencjalnego uszkodzenia. Na rysunkach 61 i 62 przedstawiony jest graficznie proces eksploatacji typowego silnika RD-33 z uwzględnieniem całego wachlarza obsług realizowanych na silniku w czasie jego cyklu życiowego. W treści schematu eksploatacji zawarte są następujące objaśnienia: RPNG resurs do pierwszej naprawy głównej; RM remont modernizacyjny; RT resurs techniczny; OS 1-10 obsługi specjalne; OO 1-2 obsługi okresowe; NŚ naprawa silnika; DT dni techniczne; OR obsługiwanie roczne; NG naprawa główna; GPs godziny pracy silnika; GN godziny nalotu.. strona 138/150

141 Rys. 61. Schemat cyklu życia silnika RD-33 Rys. 62. Schemat realizacji obsług postojowych strona 139/150