Текст книги "Технический риск (элементы анализа по этапам жизненного цикла ЛА)"

Рассмотрим методику расчета часового расхода топлива, в которой кроме скорости полета, температуры и давления окружающей среды учитываются влияние загрузки вертолета, плотности воздуха и количества оборотов вращения несущего винта. Формульные соотношения (2.8)÷(2.11) и (2.18)÷(2.24) справедливы и для данного режима, но так как N_e и N_eуд считаются изменяющимися в процессе полета, то расход воздуха G_в определяется по формуле

G_B = N_e/N_eуд,          (2.26)

где эффективная мощность двигателя N_e берется из соображений обеспечения горизонтального полета.

Аналогично, эту мощность можно определить и для режима ви-сения, режимов взлета и посадки, набора высоты и спуска по наклонной траектории. Таким образом, в случае горизонтального полета

N_e = N_r/ξ,          (2.27)

где ξ – коэффициент использования мощности двигателя, N_г – мощность, потребная для обеспечения горизонтального полета.

Мощность горизонтального полета N_г складывается из мощности, необходимой для движения вперед N_дв, мощности, необходимой для создания подъемной силы равной весу вертолета, N_i и мощности N_пр, необходимой для преодоления профильного сопротивления, т. е.

N_г = N_дв + N_i + N_пр,          (2.28)

где

В работе [7] для индуктивной скорости V_i получено следующее выражение:

V_i = k(μ)·C_т + b(μ),           (2.32)

где коэффициенты k(μ) и и(μ) представляют собой кусочно-аппроксимированные функции по диапазону изменения коэффициента режима работы винта μ, а коэффициент тяги несущего винта определяется как

Коэффициент крутящего момента m_кр есть функция шага установки лопастей несущего винта, т. е.

m_кр = m_кр(φ_0,7),            (2.34)

график, которой представлен на рис. 2.11. Сама зависимость может быть аппроксимирована с помощью полиномов Лежандра.

Для шага установки лопастей несущего винта получена следующая формула:

где Δφ – разность крутки лопасти в сечении 0,7 и на комле лопасти, а

где коэффициенты Ф₀, Ф₂, l₁, l₂, l₃, l₄ учитывают конструктивную крутку и конструкцию лопасти, постоянны для данной лопасти.

Рис. 2.11. Зависимость крутящего момента от общего шага установки лопастей

Таким образом, из приведенных формул (2.26)÷(2.36) видно, что вес вертолета G, число оборотов несущего винта n_s и плотность воздуха ρ на высоте полета влияют на эффективную мощность двигателя и, следовательно, на расход топлива.

Соотношения (2.8)÷(2.11), (2.18)÷(2.36) в дальнейшем будут использованы для определения расчетной скорости V_расч., при которой достигается минимум расхода топлива для текущих значений параметров движения. Этими же соотношениями воспользуемся для определения структуры вычислителя и алгоритма его функционирования.

Выбор высоты строго регламентируется установленным эшелоном полета. При этом параметры, зависящие от высоты полета, – плотность, давление и температура воздуха – считаются известными. В этих условиях управление расходом топлива будем осуществлять путем изменения скорости полета. Выберем скорость таким образом, чтобы при данных измеренных значениях параметров движения вертолета и воздушной среды расход топлива был минимальным. Отметим, что такой режим полета позволит сэкономить топливо и увеличить дальность полета.

Значение расчетной скорости полета получим, используя необходимое условие экстремума функции Q_т(μ): ∂Q_т/∂V = 0. Продифференцируем обе части уравнения (2.8) по относительной скорости полета μ:

Исходя из (2.9), имеем

где

Подставив (2.39) в (2.38), получим

Производная G_в по μ имеет вид

где

Здесь

По материалам работы [7]

где

Здесь коэффициенты k(μ) и b(μ) имеют вид

k(μ) = a₀ + a₁·μ + a₂·μ², b(μ) = b₀ + b₁·μ + b₂·μ². (2.46)

Подставив (2.44) и (2.45) в (2.43), получим:

Для определения ∂N_пр./∂μ получим уравнение

Исходя из (2.35), имеем

где

Частная производная N_e уд. по μ равна

где величины ∂q_т/∂μ, π*_т.в., q_т, Т*_т.к. определены соответственно, формулами (2.38), (2.22), (2.9) и (2.21), а

где

Для ∂π*_т.в. / ∂μ, согласно (2.22), получаем

где

Здесь ∂P*_т.к. / ∂μ и ∂C_c/∂V имеют видя

Приравняв (2.37) к нулю, получим нелинейное уравнение относительно безразмерной скорости полета μ, решив которое, найдем расчетное значение скорости μ_расч. или V_расч. = ωRμ_расч.

Преобразовав уравнение (2.37), получим соотношение вида V_расч. = f(H, G, T, ρ, n_s). Если на вертолете отсутствует вычислитель расхода топлива, то путем предварительных расчетов пилоту задается расчетное значение скорости полета для расчетных значений H, G, T, ρ, n_s. Однако в полете текущие значения параметров по ряду независящих от летчика причин могут отличаться от расчетных. Если эти параметры не измеряются и, соответственно, не корректируется V_расч., то возникает дополнительный расход топлива.

Для оценки технического риска, обусловленного влиянием часового и километрового расходов топлива, с учетом отклонения параметров движения во время полета при заданном режиме полета μ_расч. можно воспользоваться выражениями

где Q_{т расч.} – часовой расход топлива при полете со скоростью V_расч.; q_{к расч.} – километровый расход топлива при полете с расчетной скоростью;

– коэффициенты приведения; ΔT, ΔG, Δρ, Δn_s – отклонения фактических параметров от расчетных. Под фактическими значениями параметров здесь понимаются значения в данный момент полета, а под расчетными – значения, при которых вычислялась V_расч. Все значения коэффициентов приведения вычисляются для V_расч. или μ_расч.

Для вычисления ΔQ_т, Δq_к, где ΔQ_т = Q_т – Q_т расч; Δq = q_к – q_к расч, которые необходимы для расчета показателей технического риска, определим коэффициенты приведения. Согласно (2.8), для ∂Q_т/∂T имеем выражение

где

Так как

то

следовательно, подставляя (2.60) в (2.57), получаем

Для ∂G_в/∂T имеем выражение

Исходя из (2.27), запишем

Здесь

но

так как эти величины не содержат параметра Т. Следовательно, ∂N_е/∂T = 0. Тогда (2.61) принимает вид

Согласно (2.18),

Поскольку для Т*_т. к. имеет место (2.21), то

Так как ∂Т*_в / ∂Т = 1, то

Для ∂π*_т.в. / ∂Т, используя (2.22), запишем

Здесь ∂Т*_т.к. / ∂Т, согласно (2.21), равно

Для определения ∂π*_т.к. / ∂Т получим формулу

Определим ∂Q_т/∂G, согласно (2.8):

где ∂q_T/∂G = 0, так как выражение для q_т не содержит параметра G. Тогда

где

Для определения ∂N_е/∂G, согласно (2.27) и (2.28), имеем

где, согласно (2.29) и (2.31),

Используя (2.34) и (2.35), получаем

где

Последовательно подставляя (2.66)÷(2.70) в (2.65), получаем зависимость

Согласно (2.18) заключаем, что

Подставив (2.71) и (2.72) в (2.64), получим

Следовательно, (2.63) принимает вид

Получим выражение для определения ∂Q_т/∂ρ:

Здесь ∂q_T/∂ρ = 0, так как q_т не зависит от плотности ρ. Учитывая это, перепишем (2.73) в виде

Для ∂G_в/∂ρ, используя (2.12), имеем формулу

но согласно (2.18)÷(2.22), ∂N_е уд/∂ρ = 0, следовательно

Используя (2.27) и (2.28), находим

где

Здесь

где

Согласно (2.33),

Подставив (2.75)÷(2.80) в (2.74), найдем

Запишем соотношения для определения ∂Q_т/∂n_s = 0:

Здесь ∂q_т/∂n_s = 0, так как q_т не зависит от n_s, поэтому

где

На основании (2.18)÷(2.24) заключаем, что ∂N_е уд/∂n_s = 0, тогда

Согласно (2.27) и (2.28),

где

Здесь

где

а для ∂V_i/∂μ справедливы соотношения (2.32) и (2.33).

Исходя из (2.31), запишем выражение для ∂N_пр/∂n_s:

Здесь ∂φ_0,7/∂n_s имеет вид

где

а выражения для ∂D(μ)/∂μ, ∂F₀(μ)/∂μ и δF₁(μ)/∂μ даны в (2.50)

Итак, получив выражения для вычисления коэффициентов приведения, можно рассчитать величину дополнительных удельного и километрового расходов топлива, зная отклонения параметров полета ΔG, ΔT, Δn_s, Δρ от расчетных. Поскольку эти отклонения являются случайными величинами, то значения текущих параметров G, T, n_s, ρ также будут случайными, так как G = G_расч. + ΔG, T = T_расч. + ΔТ, n_s = n_s расч. + Δn_s, ρ = ρ_расч. + Δρ. Предположим, что ΔG, ΔT, Δn_s, Δρ подчиняются нормальному закону распределения. Так как Q_т – Q_трасч. = ΔQ_т и q_к – q_кzрасч. = Δq_к, то приращения часового и километрового расходов топлива будут равны

При этом ΔQ_т и Δq_к также являются случайными величинами и подчиняются нормальному закону распределения.

Определим характеристики закона распределения для ΔQ_т. Пусть величины ΔG, ΔT, Δn_s, Δρ имеют математическое ожидание и дисперсию соответственно m_ΔG, m_ΔT, , m_Δρ и σ²_ΔG, σ²_ΔΤ, , σ²_Δρ. Так как приращения параметров ΔG, ΔT, Δn_s, Δρ являются независимыми случайными величинами, то

Таким образом, величина дополнительного расхода топлива, вызванная отклонениями параметров движения от расчетных, будет распределена по нормальному закону с математическим ожиданием и дисперсией . Зная W(Δx), можно вычислить показатели риска Р₁, Р₂, Р₃.

2.3. Возмущающие факторы в техническом риске

Важную роль и влияние на показатели технического риска, в том числе на расход топлива, оказывают возмущающие факторы, сопутствующие процессам функционирования технических объектов и систем. В зависимости от источника происхождения возмущающие факторы делятся на факторы внешнего δ_у и внутреннего δ_х происхождения.

Возмущающие факторы являются источниками других возмущающих факторов – приращений параметров х_i траектории движения, которые обозначают, как правило, Δх_i . Все те возмущающие факторы, которые не приводят к изменению х_i, обычно не учитывают в моделях. Возмущающие факторы, воздействуя на объект, вызывают отклонение Δх_i, величина которого, достигая больших величин, вызывает выход значений параметров состояния объекта из допустимой области в критическую, обуславливая различного рода потери, например, поломку техники, что обуславливает технический риск.

Аналогично, чем больше Δх_i параметров х_i, характеризующих отклонения от оптимальной или расчетной траектории, тем менее экономичен режим полета, тем больше финансовые потери и тем больше по величине показатель риска P(Z).

С целью оценки и прогнозирования численной величины технического риска создают математические модели различного типа возмущающих факторов. Здесь возникают две независимые проблемы относительно минимизации технического риска. Первая связана с оптимальными режимами полета, вторая – с критическими режимами. Обе проблемы обусловлены величиной Δх_i = ψ_i(А,δ_х,δ_у), где ψ_{i –} оператор преобразования; А – параметры объекта. Разработка такой модели позволяет решать проблемы прогнозирования показателя технического риска.

При практической реализации систем, в идеальном случае, необходимо иметь методы и средства для измерения значений компонент внешних δ_х и внутренних δ_у возмущающих факторов. В этом случае наши возможности по минимизации технического риска будут обеспечены по максимуму. Такое решение, как правило, трудноразрешимо, в том числе из-за большой размерности вектора возмущающих факторов. Более простой путь, по которому идут создатели бортового оборудования, это измерение и компенсация Δх_i. Такой путь, являясь интегральным или итоговым относительно состояния ЛА, не позволяет наилучшем образом компенсировать влияние δ_х и δ_у на величину технического риска.

Наиболее опасными возмущающими факторами являются те, которые связаны с медленными неконтролируемыми изменениями как во внутренней структуре объекта, так и во внешней среде. Их опасность связана с резким изменением, например, устойчивого состояния объекта и переходом в новое устойчивое состояние в котором объект, как правило, не способен выполнять изначально поставленные цели функционирования. При этом под действием возмущающих факторов происходит эволютивное развитие внутренних процессов с малой величиной производной, достигающих в какой-то момент времени критического значения, в результате чего происходит взрыв, катастрофа. Так, например, авиационная наука столкнулась с таким явлением, как флаттер, который возникал, когда скорость полета достигла определенной величины V = V_ф, зависящей от геометрических и жесткостных параметров крыла. При достижении V_ф крыло мгновенно разрушалось. Возмущающим фактором здесь является аэродинамическое давление на несущей поверхности крыла, связанное с изменением скорости полета. В качестве второго примера можно привести процесс сваливания самолета при достижении критического угла атаки, когда в качестве возмущающего фактора выступает, как правило, неравномерность обтекания левой и правой полуплоскости крыла, обусловленная одним из возмущающих факторов: геометрическая, жесткостная асимметрия; асимметричное отклонение органов управления; асимметричный поддув воздушного потока; наличие угловых скоростей ω_x, ω_y, ω_z и угла скольжения β.

Вторая группа возмущающих факторов Δ₁ представляет собой факторы, которые система производит сама для себя, когда проявляются все наши незнания, заложенные в нее создателями. Часто они усиливаются под действием самой системы или внешней среды, срабатывая в сторону самоуничтожения объекта или системы (рис. 2.12).

Рис. 2.12

Суть образования и влияния таких возмущающих факторов, как Δ₁ рассмотрим на примере угла атаки α(t) = x₁(t). Пусть самолет совершает установившееся движение при α(t) ≤ α_кр, где α_кр – критический угол атаки начала сваливания. Угол атаки измеряется, как правило, с помощью датчика аэродинамических углов флюгерного типа, установленного на фюзеляже. Пусть под действием органов управления происходит изменение параметров, траектории полета, например, С₁ = β, С₂ = ω_z, С₃ = φ_кр, С₄ = h_кр, С₅ = М, под влиянием которых угол атаки крыла изменяется. В силу того, что система бортового контроля не имеет алгоритмов, описывающих изменение угла атаки крыла, замеряемого флюгариком α_ф = ψ(α,β,ω_z,М,…), величина которого ограничивается, ДАУ будет показывать угол атаки отличный от истинного, то есть α ≠ α_ф.

Кроме того, среда оказывает свое воздействие на флюгерный датчик в виде восходящих потоков воздуха W_y. Влияние таких потоков на флюгарик и крыло не одинаково, в результате возникает погрешность измерения Δ₂. Величина погрешности Δ₂ = ψ₂(x,y), где х – параметр траектории движения; у – внешний возмущающий фактор, например, вертикальный поток воздуха.

Суммируясь, погрешности Δ_1i(x_i), Δ_2i(x_i,y) изменяют значение x_i, и тогда мы имеем: x_i* = f(x_i,Δ_1i,Δ_2i,t). Образно говоря, x_i есть составляющая координаты x_i*, обусловленная управлением. В случае с углом атаки α этим управлением является отклонение руля высоты δ_рв. Значение α* есть суммарное как от δ_рв, так и от внутренних и внешних возмущающих факторов. Под действием возмущающих факторов показатели технического риска, как правило, возрастают. Так, если α_изм < α_кр, то не исключено, что α* ≥ α_кр, когда угол атаки превышает критическое значение, а флюгарик сообщает летчику, что здесь все благополучно. В этих условиях целесообразно корректировать критические значения угла атаки: α*_кр = f(α_кр,М,β,ω_x), где α_кр – значение критического угла атаки в строго горизонтальном установившемся полете, уменьшая его на некоторую специальным образом рассчитанную величину.

При моделировании возмущающих факторов согласно их природе рассматривают различные подходы и их модели. В одних моделях эти факторы являются случайными, в других – неопределенными, в третьих – нечетко определенными.

В качестве случайных факторов W = (δ_х,δ_у) как правило, выступают векторы со случайными реализациями μ в евклидовом пространстве Rⁿ, для которых известна функция распределения F(μ), а также случайные процессы W(t) с реализациями μ(t) из пространства действительных функций с известным законом распределения.

Для неопределяемых факторов W бывает известно лишь множество возможных значений Е. Если неопределенные факторы W(t) переменны во времени, то множество Е, ограничивающее возможные значения W(t), задается в пространстве действительных функций. Причем множество Е в этом случае может задаваться не только по величине W(t) в каждый момент времени, но и интегральными ограничениями, накладываемыми на суммарное изменение W(t) на отрезке времени [0, T].

Текущие или геометрические ограничения можно задать в виде:

где Е(t) – некоторое множество в евклидовом пространстве Rⁿ; W(∙) – означает функцию, взятую для любого аргумента в отличие от ее значения W(t) из евклидова пространства Rⁿ в момент времени t.

Интегральное ограничение может быть задано в виде

где Х – величина, характеризующая, например, суммарный энергетический потенциал неконтролируемого воздействия W(t).

Третий тип неконтролируемых факторов имеет место, когда множество Е неконтролируемых факторов точно неизвестно, имеется лишь некоторая субъективная уверенность о возможных реализациях Х внешнего воздействия W. Эта субъективная уверенность характеризуется функцией принадлежности μ(х), определенной на евклидовом пространстве Rⁿ в случае, когда возмущение W является вектором. При этом функция μ(х) ставит в соответствие каждому вектору число из отрезка [0,1]. Чем ближе μ(х) к единице, тем более достоверна реализация Х возмущения W. При этом функция μ(х) аналогична р(х) – плотности вероятности х. Построение μ(х) может быть произведено различными способами, например, с помощью экспертных оценок, на основе функции правдоподобия.

Как сказано ранее, возмущающие факторы относительно объекта контроля и управления (самолета) делятся на внешние и внутренние. Внешние воздействия разнообразны по своему содержанию для различных объектов техники. Так, для авиации наиболее важным является движение воздушных масс, в том числе: сдвиг ветра (на этапе посадки); мощные восходящие потоки воздуха; постоянно действующие горизонтальные (H = const) потоки воздуха. Сюда также относятся такие факторы, как: параметры среды, включая изменения плотности и температуры воздуха, отклонения относительной стандартной атмосферы; погрешности систем управления воздушным движением; системы сопровождения, например, на этапе посадки, и т. п.

К внутренним возмущающим факторам относятся: отказы техники, пилота; погрешности измерения и обработки информации (в том числе начальные погрешности, дрейф нуля); старение и деградация подсистем; неконтролируемые (или неустойчивые) изменения параметров системы за счет динамики внутренних процессов, так, например, изменение массы, центра масс и моментов инерции; неконтролируемые взаимные влияния параметров состояния и т. п.

Некоторые возмущающие факторы могут быть описаны как случайные процессы, например, марковские, и для них можно получить математические модели в виде дифференциальных уравнений, на вход которых поступает белый шум. Другой тип возмущающих факторов может быть описан некоторой аналитической функцией плотностей вероятностей, третий – представлен в виде гистограммы, для которой невозможно подобрать аналитическое выражение.

Как правило, возмущающие факторы, например, плотность вероятности погрешности, представляют собой композицию плотностей вероятностей стандартных (Гауссов, Лапласов и т. д.), но усеченных законов распределения. При этом в процессе расчета плотности вероятностей суммарной погрешности измерения [6] возникают существенные вычислительные трудности.

В качестве математической модели для оценки влияния возмущающих факторов на величину технического риска в авиации используются системы дифференциальных уравнений пространственного движения самолета с переменной массой, моментами инерции и множеством других факторов, в том числе учитывающих влияние упругости конструкции, нестационарности обтекания, что делает невозможным применение аналитических методов для оценки потерь. Так, например, при воздействии сильных порывов ветра на самолет в полете отклонения Δх_i от исходного режима полета могут стать значительными, когда угол атаки превысит свое критическое значение, и самолет выйдет на срывные режимы. Если высота полета мала, например, на этапе посадки, то произойдет авария с соответствующими потерями.

Исследование таких режимов полета необходимо проводить по полным системам уравнений движения самолета [6] без разделения их на продольное и боковое. Подобные задачи чрезвычайно сложны и не поддаются аналитическому исследованию. По этой причине исходную систему упрощают, пренебрегая рядом факторов, в том числе упругостью конструкции; связью между боковым и продольным движениями; изменением моментов инерции при изменении массы самолета; нестационарными эффектами обтекания.

Пренебрегая данными факторами, отбрасывая их, мы вводим некоторые погрешности в результаты расчета параметров состояния самолета. Цена таких упрощений зависит от режима полета и может существенно искажать истинные значения параметров состояния ЛА. На примере продольного движения самолета уточним, что следует относить к возмущающим факторам.

При принятых допущениях уравнение динамики продольного движения самолета в связанных осях имеет вид

где m – масса самолета; V_gx, V_gy – проекции путевой скорости самолета на связанные оси X и Y соответственно; ω_gz – проекция угловой скорости самолета относительно земли на связанную ось Z; J_z – момент инерции самолета относительно связанной оси Z; ΣX, ΣY – суммы проекций внешних сил на оси Х и Y соответственно; ΣM_z – сумма проекций моментов внешних сил относительно оси Z вида

где G – вес самолета; α – угол атаки; V_x – скорость полета самолета относительно воздуха; ρ – плотность воздуха; Р_х, Р_у – проекции силы тяги двигателей на оси X, Y соответственно; S – площадь крыльев в м²; С_х, С_у, m_z – коэффициенты лобового сопротивления, подъемной силы, аэродинамического момента соответственно; b_A – средняя аэродинамическая хорда;

θ – угол тангажа; х_g, у_g – координаты центра тяжести самолета в земных осях.

Проекции тяги двигателей P_x, P_y описываются нелинейными функциями вида

P_x = P_x(δ_д, M, p, T, ρ, …), P_y = P_y(δ_д, M, p, T, ρ, …),

где М = V/а; а – скорость распространения звука на высоте полета; р – давление воздуха; Т – абсолютная температура воздуха на высоте полета; δ_д – угол отклонения органов управления двигателем.

При полете в турбулентной атмосфере

V_x = V_gx – W_x V_e + ΔV_gx – W_x, V_y = V_gy – W_y, α = α_e + α_g + α_w,

где V_e – скорость невозмущенного движения ЛА, когда горизонтальная составляющая скорости ветра W_x = 0; α_g – приращение угла атаки за счет изменения направления вектора путевой скорости; α_w – приращение угла атаки за счет вертикальной составляющей скорости ветра W_y.

В этих уравнениях аэродинамические коэффициенты представляют собой нелинейные функции вида: С_х = С_х(μ); С_у = С_у(μ); m_z = m_z(μ), где μ – вектор параметров, включающий в себя значения

1. истинного угла атаки (α_i); числа Маха М; угловых скоростей ω_x, ω_y, ω_z вращения ЛА относительно осей координат; скорости изменения угла атаки ; угла скольжения β;

2. углов отклонения механизации: закрылков (δ_зак), элевонов (δ_эл), спойлеров (δ_сп), предкрылков (δ_пр);

3. геометрии внешних обводов: угла стреловидности крыла (χ), сужения крыла (η); внешних подвесок (n_вн); технологических (δ_тех) и прочностных (δ_п) погрешностей изготовления ЛА; прогибов (h_пр) и кручения (φ_кр) конструкции; наличия гофр на поверхности ЛА размерами σ/n; коэффициента выдува воздуха через щели на поверхности крыла (μ); расстояния до экрана от средней линии профиля ;

4. интерференции отдельных частей ЛА (δ_инт); срыва потока (ω_ср); турбулизации потока в области горизонтального и вертикального оперений, влияющих на сопротивление с_х ЛА и коэффициент подъемной силы горизонтального оперения ; влияние числа Рейнольдса Re при переходе от трубных к натуральным условиям.

При указанных условиях получим: μ = (α, δ_з, δ_эл, β, δ_сп,μ, , Re, , M, δ_инт, δ_др, δ_тех, δ_пр, φ_кр, , n_вн).

Влияние ряда параметров на коэффициенты С_х, С_у, m_z достаточно хорошо изучены в теоретической и экспериментальной аэродинамике [7]. Так, например, известны методы расчета этих коэффициентов от параметров α_i, μ, δ_зак, δ_эл, δ_сп. Существует экспериментальный материал по исследованию зависимостей С_х, С_у, m_z от параметров S_ij, α_i, μ, δ_эл, , Re, а также в ограниченном объеме от М.

Как правило, полностью уравнения движения не выписываются. Для оставшихся уравнений влиянием ряда параметров пренебрегают. Так, например, для самолетов с малыми крейсерскими скоростями пренебрегают влиянием числа М на аэродинамические характеристики. Такие параметры следует отнести к возмущающим факторам внутреннего происхождения. Как правило, количество таких факторов принятых на этапе НИР и ОКР велико.

В зависимости от ситуации в процессе эксплуатации они могут сработать в одну сторону, т. е. на усугубление кризисной ситуации. Так, например, самолет попал в сильную «болтанку». При этом сильно изменяются углы атаки, упругие деформации крыла обеих полуплоскостей (в разные стороны), возникает сдвиг ветра (резкое изменение направления ветра от встречного на попутное), частота внешних возмущений совпадает с частотой собственных колебаний ЛА. В такой ситуации следует оценивать роль отброшенных факторов, анализировать влияние погрешностей функционирования бортового оборудования, оценивать вероятность потерь как самой техники, так и финансовые потери.

Модели погрешностей, вносимых человеком в процессе обработки информации, принятия и исполнения решений, рассмотрены в работе [6]. Математические модели, используемые при построении СОРП, а также модели анализа технического риска в процессе их минимизации включают такие параметры, как масса m и положение центра тяжести х_т, продолжительность полета t_ср, вес топлива G_т. При этом в качестве моделей можно рассматривать гистограммы случайных величин.