SAVAŞ UÇAKLARININ BAKIM FAALİYETLERİNDE HATA TÜRÜ VE ETKİLERİ ANALİZİ

Transkript

1 HAVACILIK VE UZAY TEKNOLOJİLERİ DERGİSİ TEMMUZ 2010 CİLT 4 SAYI 4 (1-10) SAVAŞ UÇAKLARININ BAKIM FAALİYETLERİNDE HATA TÜRÜ VE ETKİLERİ ANALİZİ Gökhan AŞKIN* Hava Harp Okulu Endüstri Mühendisliği Ana Bilim Dalı, Yesilyurt, Istanbul, TÜRKİYE, ga.2003@hotmail.com Semra BİRGÜN İstanbul Ticaret Üniversitesi Endüstri Mühendisliği Ana Bilim Dalı, Küçükyalı, Istanbul, TÜRKİYE, sbirgun@iticu.edu.tr Geliş Tarihi: 25 Ağustos 2009, Kabul Tarihi: 04 MART 2010 ÖZET Bu çalışmada, Hata Türü ve Etkileri Analizi yardımıyla F savaş uçaklarının irtifa kumanda sistemindeki arızalar incelenmiştir. İrtifa kumanda sisteminin arızalanması sonucu oluşabilecek hasarlar belirtilmiş ve oluşmadan önce alınabilecek kontrol adımları planlanmıştır. Hata Türü ve Etkileri Analizi sonuçları kullanılarak, kaza-kırım olmadan uçağın faal süresi uzatılması amaçlanmıştır. F savaş uçağının irtifa kontrol sistemindeki arızalar belirlenmiş, sonuçlar analiz edilmiş, kontrol önlemleri gösterilmiş ve özellikle Risk Öncelik Sayısına bakarak bulunan en öncelikli hata ve buna karşı alınacak önlemler çalışmada gösterilmiştir. Bu çözüm sayesinde eskiye oranla daha iyi sonuçlar elde edileceği kanıtlanmıştır. Yapılan bu çalışma, Türk Hava Kuvvetleri nde F-4 savaş uçaklarının irtifa kumanda sistemlerinin günümüz değerlerine göre yapılan en son ve en güncel çalışmasıdır. Analizde uygulanan adımlar, tüm uçaklarda ve bu uçakların kendine özgü sistemlerinde kullanılabilecek ve uygulanabilecektir. Anahtar kelimeler: Hata Türü ve Etkileri Analizi, Savaş Uçakları, Kalite ve Toplam Kalite Yönetimi FAILURE MODE AND EFFECTS ANALYSIS IN FIGHTER JET S MAINTENANCE ACTIVITIES ABSTRACT In this study, F-4 fighter jets elevation command systems malfunctions were analyzed by the help of FMEA. The damages that were caused by elevation command systems failures were described and control steps which could be used before they occurred, were planned. By FMEA results, extension of fighter jets active duty time is aimed without any accident. F-4 fighter jets elevation command system s failures identified, their results were analyzed, control precautions were explained and the most important failure was determined by Risk Priority Number and suggestions to prevent them were explained. By the help of these suggestions, ability of getting better results is proved. This study has the actual and certain results for the F-4 fighter jet s elevation command systems in Turkish Air Forces. Phase of analysis is useable and practicable for all F-4 fighter jet s and their specific systems of aircrafts. Keywords: FMEA, Fighter Jets, Quality and Total Quality Management 1. GİRİŞ Günlük yaşantıda kullanılan kalite kavramı kullanım amacına göre değişik anlamları ifade eder. Kalite kavramı, kullanan kişiye göre, şartlara uygunluk olarak tanımlanabileceği gibi ihtiyaçları karşılama olarak da tanımlanabilir. Gerçek anlamda kalite, tüketici profiline gerekli önemi vererek ve her profile uygun olacak şekilde, ihtiyaçları karşılayan tüm özelliklerin bir arada bulunmasıdır. İşletme için çok değerli olan müşteri profili, işletmenin hayatta kalmasını sağlayacak geri bildirimlerin çıkış noktasıdır. Bu geri bildirimler sayesinde, modern işletmecilik için kalite kavramı daha anlamlı olacaktır. Çünkü yapılan bir hata varsa bu hatanın işletme tarafından bilinmesi çok önemlidir ve tekrarını engellemek gerekmektedir. Bu engelleme çalışmalarının başlaması için bilinmesi gereken, müşteri ve onun istekleridir. Sıfır hata kavramına ulaşmak için kullanılacak analiz tekniklerinden en önemlisi Hata Türü ve Etkileri Analizi (HTEA) dır. İlk adımda sıfır hata ile karşılaşılsa dahi mevcut durumda düzeltilecek, daha da iyileştirilebilecek durumlar söz konusu olabilir. Hatalı ürünlerin müşteriye ulaşmasını ve bu hataların oluşmasını engellemek için kullanılan HTEA, temelinde takım çalışması ve istatistiksel analize dayanmaktadır. * Sorumlu Yazar 1

2 Bu çalışmada, Türk Hava Kuvvetleri F savaş uçaklarının irtifa kumanda sistemi, hata türü ve etkileri analizi yöntemi ile irdelenmiştir. Bunun için en yüksek risk öncelik sayısına sahip ünite, bu riskin ortadan kaldırılması için en yüksek güvenilirlikte hata analizi ile incelenmiştir. Son olarak bu şartlar altında karar verilen kontrol değerleri ve sonuçları belirtilmiş ve uygulama adımlarının değişmesinin gerektiği sayısal olarak düzenlenmiştir. 2. HATA TÜRÜ VE ETKİLERİ ANALİZİ Hata Türü ve Etkileri Analizi (HTEA), problemlerin müşteriye ulaşmasını engelleyen, mükemmellik ve sıfır hata kavramlarını içinde barındıran bir mühendislik tekniğidir. Sürekli gelişme veya özgün ismi ile kaizen bir dinamizmi, sürekli bir arayışı ifade eder. Bu yaklaşım mükemmellik arayışı ve sıfır hata yaklaşımının temelidir [1]. Hata Türü ve Etkileri Analizi 4 başlık altında toplanır. Bunlar sistem, servis, proses ve tasarım HTEA dır. Temel bir ayrım yapmak gerekirse tasarım ve proses HTEA olmak üzere ikiye ayrılmaktadır. Tasarım HTEA, ürünlerin üretim kararı verilmeden önce uygulanır. Tasarımdaki hatalardan dolayı hizmet veya imalat aşamalarında ortaya çıkabilecek olası ürün hata şekillerini ele alır. Tasarım bütünlüğünü sürekli kılmak amacı doğrultusunda, tasarım aşaması dışında imalatta, montajda, donanımda ve müşterinin kötü kullanımından dolayı üründe oluşabilecek tasarımla ilgili sorunları tanımlar. Bu teknik ile sistem veya bileşenlerin güvenilirlik riskleri yazılı hale getirilir, her hata türünün etkisi analiz edilir ve düzeltici faaliyetler, başka deyişle tasarım değişiklikleri tanımlanır Proses HTEA, analiz üretim veya montaj prosesindeki eksiklerden doğabilecek hata türlerini ortadan kaldırmak ve üretim ve montaj proseslerini analiz etmek amacına hizmet etmektedir. Tasarım HTEA ve müşteri tarafından tanımlanmış olan kalite, güvenilirlik, maliyet ve verimlilik kriterlerini sağlamak için, mühendislik çözümleri üretmeyi amaçlayan yöntemdir. HTEA üzerine, değişik sektörlerde çok çeşitli çalışmalar yapılmıştır. Huang ve arkadaşları [2], bilişim sektöründe çalışmış olup, çalışmalarında internet üzerinde HTEA yı destekleyen prototip bilgisayar sisteminden bahsedilmekte ve buna göre analizi yapılmaktadır. Scipioni ve arkadaşları [3], yiyecek kalitesini arttırmak için HTEA metodunu kullanarak HACCP adı verilen gıda güvenliği yönetim sisteminde çalışmıştır. Hsu ve arkadaşları [4], çalışmalarında bulanık analitik hiyerarşi prosesi için 4 adımda inceleme yapmışlardır. Bunun yanında HTEA kullanılmış ve 1, 5 ve 10 olasılık değerleri sırasıyla düşük, orta ve yüksek meydana gelme olasılıkların göre kullanılmıştır. Price ve Taylor [5], otomotiv sektöründe çalışma yapmışlardır. Otomotiv sektöründe yaşanılan elektrik arızaları üzerine çalışmışlardır. Farquharson ve arkadaşları [6], yaptıkları çalışmalarında, gemilerin itici güçleri üzerine çalışılmıştır. Amerikan Deniz Nakliyat Bürosu kurallarına göre itici kuvvet 3 alt dala ayrılmıştır. Uzaktan kumanda alt sistemleri, gözlemleme alt sistemleri, güvenlik alt sistemleri. Sonuç olarak ise Amerikan Deniz Nakliyat Bürosu, risk tabanlı holistik başka bir ifade ile bir bütünün parçaları arasındaki bağlantıya odaklanan bir yaklaşıma doğru ilerlemektedir ve güvenli gemi tasarımı için bunun şart olduğu düşünmektedirler. Eryürek ve Tanyaş [7], yapılan analize hata etkilerinin maliyetlerini de katarak eski yönteme göre daha çok maliyet ve sonuç odaklı hale getrmiştir. Teoh ve Case [8] farklı bir çalışma yaparak, HTEA modeli kurmak için bilgi önermelerinin sağlanma şeklini göstermektedir. Grunske ve arkadaşları [9], metal pres motoru üzerine çalışmış, sistemin ürün ömrü boyunca hata ve tehlike arasındaki ilişkiyi inceleyerek, olasılıksal hatalar ve olasılıksal kontrol ile yapılan HTEA anlatılmıştır. Almannia ve arkadaşları [10], üretim dünyasının etkileri üzerinde çalışarak, müşteri ihtiyaçları ile iç ve dış baskıların yarattığı sorunlar karşısında organizasyonun yaşadığı otomasyon sorunlarına değinmiştir. Bluvband ve Grabos [11], çalışmalarında değişik bir yaklaşım yapmışlardır. Umulan ve şimdiki olmak üzere olasılık, şiddet ve keşfedilebilirlik değerlerini iki şekilde analiz ederek iki farklı risk öncelik sayısı hesaplamış, aradaki farka gore analize devam etmiştir. Papadopoulos ve arkadaşları [12], yeni bir yaklaşım olarak HTEA nın otomatik sentezini hata ağacı analizinin üzerine inşa etmektedir. Bakım ve güvenirlik üzerine yapılan çalışmalar da bulunmaktadır. Hollick ve Nelson [13], HTEA ve güvenirlik merkezli bakım konularında, Kanada Hava Kuvvetlerinde çalışma yaparak, karşılaşılan hatalar üzerine çalışmışlardır. Huo ve arkadaşları [14], bakım merkezli güvenirlik üzerine çalışmışlardır. Bilgisayarlaştırılmış bakım yönetim sisteminin (CMMS) çalışması ile orijinal bilgilerin güvenirlik merkezli bakım ile analiz edilebileceğini garanti etmektedirler. 3. F SAVAŞ UÇAKLARININ İRTİFA KUMANDA SİSTEMLERİNİN HATA TÜRÜ VE ETKİLERİ ANALİZİ İLE İNCELENMESİ Değerleri milyon dolarla ölçülen ve büyük bir vurucu güç olan F-4 savaş uçakları, hava gücünün çok önemli karakterlerinden biridir. Taarruz, savunma ve keşif görevlerini yapabilen F-4 savaş uçaklarının, Hava Kuvvetleri Komutanlığı için önemi çok büyüktür. F savaş uçakları, YAW, Roll ve PITCH ekseninde uçuşu esnasında en tehlikeli eksen PITCH eksenidir. Diğer ismi dikey eksen olan PITCH ekseni y ekseni olarak ta 2

3 adlandırılır. Pilot ve uçak için uçuş esnasında yapılan hareketlerin en tehlikelilerinin bu eksende yapıldığı bilinmektedir. Bu nedenle PITCH ekseninde hareketi sağlayan uçuş kumanda sistemleri içinde irtifa kumanda sistemi incelenmiştir. Şekil 1 de uçağın sabit istikamete göre uçuş eksenleri gösterilmiştir. X12. İstem dışı burun aşağı/ yukarı hareket X13. Lövyede sertlik X14. Yerden geç kesilme/kesilememe Bu hata türlerinin pilot üzerinde yarattığı ŞİDDET değerini oluşturan etmenlere hata etkileri adı verilir. X111, X121, X131 ve X141, hataların pilot üzerinde oluşturduğu etkilerin açıklamalarıdır. X111. Uçağın kararlılığının azalması ve üç boyutlu pozisyonda istem dışı titreşimler oluşması. X121. Uçağın istem dışı kumanda alarak kumanda kontrolünü kaybetmesi X131.Uçağın kumandasında lövye hareketlerinin kısıtlanması X141.Uçağın kalkışta yerden geç kesilmesi/kesilememesi, abort kararı Uçakta oluşabilecek hatalar ve bu hataların yarattığı sonuçlardan sonra bu hatalara sebep olan ve sistemde bu hatayı yaratan parçalar da belirlenmelidir. Bu parçaların belirlenme sebebi, hataya sebep olan ünitenin hata frekansının bulunması ve karşılığı olan olasılık değerinin verilmesidir. X11, X12, X13 ve X14 hata türünün nedenleri; Şekil 1. Uçağın Hareket Ekseni PITCH ekseninde yapılan irtifa değişiklikleri sonucunda uçak YUNUSLAMA adı verilen hareketi yapar. İrtifa Kumanda Sistemi X ile kodlanmıştır. Görevi, X1 ile kodlanmıştır ve pilot tarafından lövye ile dikey eksende burun aşağı/yukarı hareketi sağlamaktır. X. F-4 Savaş Uçağı İrtifa Kumanda Sistemi X1. Uçağın PITCH Ekseninde Hareketini Sağlamak. Şekil 2. Yunuslama Hareketi Yunuslama hareketinde de görüldüğü gibi PITCH ekseninin, uçak ve pilot için ciddi manevraların yapıldığı eksen olduğu görülmektedir. Bu eksende yapılan çalışmada yaşanabilecek hata türleri dört adettir. Bu hatalar ve hataların pilot üzerinde yaratacağı etkiler kodlanarak, analiz edilmişlerdir. X11 ile X14 hata türleri aşağıdaki gibidir [15]. X11. Burunda aşağı/yukarı salınım X11A. Stabilator Power Control silindirinin arızalı olması X11B. Pitch Rate Gyro ünitesinin arızalı olması X11C. İrtifa kumanda sisteminin rigging ayarlarının bozuk olması X12A. Özel kodlu Bellows Assy. nin arızalı olması X12B. Stabilator Power Control silindirinin arızalı olması. X12C. Pitch Rate Gyro ünitesinin arızalı olması X12D. İrtifa kumanda sisteminin rigging ayarlarının bozuk olması X12E. Stabilator feel sistem venturi nin tıkalı olması X13A. Özel kodlu Bellows Assy. nin arızalı olması X13B. Stabilator Power Control silindirinin arızalı olması X13C. Özel kodlu Stabilator Force Link Cartridge Assy. arızalı olması X13D. Stabilator Artical Feel Trim Actuator Assy. arızalı olması X13E. Özel kodlu Idler Bellkrank Assy. arızalı olması X13F. İrtifa kumanda sisteminin rigging ayarlarının bozuk olması X13G. Stabilator feel sistem venturi nin tıkalı olması X14A. Stabilator Power Control silindirinin arızalı olması X14B. Özel kodlu Stabilator Force Link Cartridge Assy. arızalı olması X14C. İrtifa kumanda sisteminin rigging ayarlarının bozuk olması X14D. Stabilator feel sistem venturi nin tıkalı olması [15]. Hataya sebep olabilecek çeşitli üniteler ve arızaları belirlendikten sonra bu hatanın tekrar etme sıklıkları analizin OLASILIK değerlendirmesini kapsayacaktır. Problemin tanımında son adım analizin üçüncü değişkeni olan KEŞFEDİLEBİLİRLİK değerlendirmesidir. Mevcut durumda belirtilmiş arıza yapan ünitelerin kontrolleri mevcut olup, bu controller A ile K arasında kodlanmıştır. 3

4 A. Bellows Assy. nin 100 saatlik kontrollerde kaçak kontrolü B. Bellows Assy. nin 300 saatlik kontrollerde çatlak ve emniyet bakımından kontrolü C. Bellows Assy. nin FSB de kontrolü ve revizyonu D. İrtifa çalıştırma silindirinin 600 saatlik bakımlarda kaçak ve bağlantı kontrolü E. İrtifa çalıştırma silindirinin FSB de değişimi F. Stabilator Force Link Cartridge Assy. 600 saatlik bakımlarda korozyon ve sıkışma bakımından kontrolü G. Stabilator Artificial Feel Trim Actuator Assy. nin 600 saatlik kontrollerde emniyet ve çatlak kontrolü, trim actuator elektrik konektörünün emniyet yönünden kontrolü H. Idler Bellkrank Assy. nin 300 saatlik bakımlarda çatlak, korozyon ve aşınma kontrolü I. Pitch Rate Gyro ünitesinin FSB de faaliyet kontrolü J. 300 saatlik bakımlarda stabilator feel sistem probe ve venturinin ısıtıcı kontrolü K. 600 saatlik bakımlarda irtifa kumanda sisteminin rigging ayarlarının kontrolü [15] Puanlandırma Mevcut sistemin şimdiki koşullarda analiz edilmesi ile öncelikli olarak en riskli ünitenin bulunması gerekmektedir. Şiddet, olasılık ve keşfedilebilirlik için 1 ile 10 arasında değerlendirme yapılmıştır. Risk Öncelik Sayısı adı verilen ve analizde en tehlikeli ünitenin seçilmesine yardımcı olan değer bu üç sayının çarpılmasıyla elde edilecektir [16] Şiddet Derecelendirmesi Bu derecelendirme, X111 ile X141 arasında kodlanan hata etkilerinin pilotta ne şekilde etki bıraktığının analizidir. Bu çalışmada pilotlarla ikili görüşmeler ve anket soruları ile oluşabilecek hatanın dercelendirmesi yapılmıştır. En yüksek değer X121 olup alçak irtifada istemsiz kumanda almanın sonucunda kumanda kaybı yaşanması, uçak ve pilot kaybı oluşabileceği değerlendirilmiştir. Anket sonucu en yüksek değer olarak 9 verilmiştir. Tablo 1 de tüm derecelendirmelerde kullanılan değerler gösterilmektedir. Tablo 1. Şiddet Derecelendirmesi KOD ARIZA ETKİSİ ŞİDDET PUANI X111 X121 X131 X141 Uçağın Pitch ekseninde kararlılığının azalması, istem dışı titreşimler Uçağın istem dışı kumanda alarak kumanda kontrolünü kaybetmesi Uçağın kumandasında lövye hareketlerinin kısıtlanması Uçağın kalkışta yerden geç kesilmesi/ kesilememesi, abort kararı 5 ORTA ETKİ 9 CİDDİ ETKİ 7 BÜYÜK ETKİ 8 ÇOK BÜYÜK ETKİ Tablo 2. Olasılık Derecelendirmesi HATA OLASILIĞI OLASI HATA ORANLARI DERECE HEMEN HEMEN 1/2 'DEN FAZLA KESİN 10 ÇOK YÜKSEK 1/3 9 YÜKSEK 1/8 8 YÜKSEK 1/20 7 ORTA 1/80 6 ORTA 1/400 5 ORTA 1/ DÜŞÜK 1/ ÇOK DÜŞÜK 1/ HEMEN HEMEN 1/ 'DEN 1 OLANAKSIZ DÜŞÜK 3.3. Olasılık Derecelendirmesi Hatanın frekansıdır. Belirli bir sebebin sonucu olarak bir hata türünün ne kadar sıklıkta oluşabileceğidir [17]. Olasılık derecelendirmesi için bir filo içinde, toplam 10 adet F-4 savaş uçağının, hatalara sebep olan ünitelerin iki hata arası geçen zaman (MTBF) değerleri alınmış olup, bu değerler karşılığı HTEA olasılık tablosundan işlenmiştir. Tablo 2 ile olasılık değerlendirmesi gösterilmiştir. 0 değeri bir yıl içinde o ünitenin arıza vermediğini, 1 değeri ünitenin çıkaracağı arızanın önemli bir risk oluşturmadığını, 4 değeri ise ünitelerin arıza yaptığı olasılık değeridir. Bu değeri alan ünitelerin, analizde 1642,5 toplam uçuş saatinde 2 veya 3 kez arıza verdikleri tespit edilmiştir. Bu değerlerin karşılığı olarak 547,5 saat ve 821,25 saat arayla arıza yaptıkları tespit edilmiştir. Bu üniteler için arıza yapacağı ortalama saat bulunduktan sonra, her iki saat diliminin karşılığı olan 4 değeri olasılık tablosundan seçilmiştir Keşfedilebilirlik Derecelendirmesi F-4 savaş uçağının mevcut kontrol saat dilimleri 100, 200, 300, 400, 500, 600 ve Fasbat olup, bu bakım saatlerine göre keşfedilebilirlik değeri hesaplanmıştır. Hatanın ilk keşfedileceği kontrol 100 saat kontrolü olup, burada tespit edilecek hata en az riske sahip olacaktır. Ünite 100 saat boyunca uçacağı için muhakkak bir risk yaratmaktadır, ancak bu riskin önlenmesi için yapılabilecek ilk kontrol 100 saat kontrolüdür. En küçük risk oluşturacak değer 100 saat kontrolüne verilmelidir. Bu duruma göre keşfedilebilirlik değerlendirmesi 100 saat bakımı ile fasbat bakımı arasında değer almak zorundadır. Bu değer artışı 1 ile 10 arasında olmalı ve kümülatif olarak artmalıdır. Son duruma göre keşfedilebilirlik derecelendirmesi, 100 saat kontrolü 2, 200 saat kontrolü 3, 300 saat kontrolü 4, 400 saat kontrolü 5, 4

5 500 saat kontrolü 6, 600 saat kontrolü 7 ve Fasbat kontrolü 8 olmalıdır. Tablo 3. Keşfedilebilirlik Derecelendirmesi KOD ARIZA SEBEBİ KONTROL KEŞİF PUANI SPC SİLİNDİRİ X11A D,E 7 X11B PRG I 8 İKS. RİGGİNG X11C AYARLARININ BOZUK K 7 OLMASI X12A BELLOWS ASSY. A,B,C 2 X12B SPC SİLİNDİRİ D,E 7 X12C PRG I 8 İKS. RİGGİNG AYARLARININ X12D BOZUK K 7 OLMASI STABİLATOR X12E FEEL SİSTEM VENTURİ J 4 TIKANMASI X13A BELLOWS ASSY. A,B,C 2 X13B SPC SİLİNDİRİ D,E 7 X13C SFLC ASSY. F 7 SAFTA ASSY. X13D G 7 IDLER X13E BELLKRANK H 4 ASSY. X13F İKS. RİGGİNG AYARLARININ BOZUK K 7 OLMASI STABİLATOR FEEL SİSTEM X13G VENTURİ J 4 TIKANMASI SPC SİLİNDİRİ X14A D,E 7 ÖZEL KODLU X14B SFLC F 7 ASSY. İKS. RİGGİNG X14C AYARLARININ K BOZUK 7 OLMASI STABİLATOR FEEL SİSTEM X14D VENTURİ TIKANMASI J 4 Tablo 3 ile bu derecelendirmeye göre mevcut kontrollerin keşfedilebilirlik değerleri gösterilmiştir Risk Öncelik Sayısının Hesaplanması Yapılacak şiddet, olasılık ve keşfedilebilirlik sonucu her hata sebebinin yarattığı riskin ne derece olduğunun hesaplanması ve bu risklerin kıyaslanması risk öncelik sayısının hesaplanmasıyla mümkün olur. Risk öncelik sayısı uygulamada bu üç değerin çarpılması ile bulunur. Öncelikle mevcut şartlar altında kontrol edilen ünitelerin oluşturdukları risk değerleri ölçülerek en fazla risk içeren ünitenin tespit edilmesi gerekmektedir. Bu değerlendirme yapıldıktan sonra ikinci adımda, en fazla risk içeren ünitenin kriterleri tekrar analiz edilmelidir. Bu kriterler ile gerekli düzenleme yapılmalı ve risk 100 RÖS değerinin altına çekerek HTEA tamamlanmalıdır. HTEA yı bitirmek için RÖS değerini 100 değerinin altına çekmek analizi başarılı kılmaktadır. Başka bir ifadeyle 100 değerinin üstünde çıkan ünitelere yapılması yararlıdır Mevcut Durum Risk Analizi Belirtilmiş olasılık, şiddet ve keşfedilebilirlik derecelendirilmesi sonucunda mevcut duruma bakılarak, F savaş uçağının irtifa kumanda sistemindeki riskli bölümler belirlenerek, analizin devamı için çıkış noktası tespit edilecektir. Tablo 4, mevcut şartlara bağlı kalınarak ortaya çıkan ilk hata analizi tablosudur. Tablo 4. Mevcut Durum Risk Analizi KOD ARIZA SEBEBİ O K Ş RÖS X11A SPC silindirinin arızası X11B PRG ünitesinin arızası X11C İKS. Rigging ayarlarının bozulması X12A Özel Kodlu Bellows Assy. arızası X12B SPC silindirinin arızası X12C PRG ünitesinin arızası X12D İKS. Rigging ayar bozulması X12E Stabilator Feel Sistem Venturi'nin tıkanması X13A Özel Kodlu Bellows Assy. arızası X13B SPC silindirinin arızası X13C Özel kodlu SFLC Assy. arızası X13D SAFTA Assy. arızası X13E Özel kodlu IDLEr Bellkrank Assy. arızası X13F İKS. Rigging ayarlarının bozulması X13G Stabilator Feel Sistem Venturi'nin tıkanması X14A SPC silindirinin arızası X14B Özel kodlu SFLC Assy. arızası X14C İKS. Rigging ayarlarının bozulması X14D Stabilator Feel Sistem Venturi'nin tıkanması Tablo 4 de görüldüğü üzere 100 risk puanını geçen 3 adet ünite ortaya çıkarılmıştır. Bunlar Tablo 4 teki sırasıyla Stabilator Power Kontrol silindiri, Pitch Rate Gyro ünitesi ve Stabilator Artificial Feel Trim Actuator assy. parçasıdır. 5

6 Bu üç ünite içinde en yüksek risk değerine sahip olan ünite pitch rate gyro ünitesi olup değeri 288 dir. Mevcut durumda en yüksek risk değerine sahip olan bu ünitenin daha kapsamlı bir analizinin yapılması gerekmektedir. Bu kapsamlı analiz için geçmişe dönük verilere ihtiyaç duyulmaktadır. Son bir yıl içinde ünitenin 547,5 saat arıza aralığı olduğu bilinmektedir. Bu ünitenin kapsamlı analizi için 30 Ağustos 2006 tarihinden bugüne kadar uçtuğu saat ile yaptığı hatalar incelenerek daha hassas değerler bulunacaktır. Bu değerlendirmenin amacı X121 kodlu istem dışı kumanda alma arızası, bunun neden olabileceği insan ve uçak kaybının önlenmesidir. Uçağın istem dışı kumanda alması telafisi mümkün olmayacak sonuçlar doğurabilir. Özellikle alçak irtifa uçuşlarda olabilecek hatanın telafisi asla mümkün olmayacaktır. Bunu önlemek için pitch rate gyro ünitesine daha kapsamlı analiz yapılmıştır. Bu sayede ciddi tehlike olarak analiz edilen tehlikenin, güncel verilere bağlı kalarak ve gerçek bir analiz ile yok edilmesi sağlanacaktır. Tablo 5, pitch rate gyro ünitesinin 30 Ağustos 2006 tarihinden itibaren 25 Mayıs 2009 tarihine kadar uçtuğu saat ve yaptığı arızaları göstermektedir. UÇAK NO. Tablo 5. Uçuş saatleri ve Pitch Rate Gyro Arızaları UÇUŞ SAATİ UÇUŞ SAATİ UÇAK UÇUŞ SAATİ PRG QQ1 7110, QQ2 7942, QQ3 4476, QQ4 6409, QQ5 6041, aralıkları birbirine çok yakın bulunmuştur. Güvenirliliği arttırma ve tehlikeyi yok etmek için sistemin belli bir güven aralığına gore analizi yapılmıştır. % 99,73 güven derecesi bu tehlikenin yok edilmesi için gereklidir. Bu sebeple sistemin, standart sapma ve varyansları hesaplanmıştır. Tablo 6 ile sistemin ortalama, standart sapma ve varyans değerleri hesaplanmıştır. Şekil 3 ile standart sapma dağılımı ve güven aralıkları gösterilmiştir [18]. Tehlikenin tamamen ortadan kaldırılması için yapılan analiz sonucunda, karar verilen %99,73 güven düzeyi için ortalamadan 3σ uzaklık alınmalıdır. Bu durumda ortaya yeni bir değerlendirme çıkmaktadır. Tablo 6. Sistemin Standart Sapma Değerlendirmesi PRG ARIZA ORT. UÇUŞ SAATİ FARK FARK² , TOPLAM : VARYANS : STD. SAPMA : QQ6 8197, QQ7 8019, QQ8 7880, QQ9 6326,6 6695, QQ , ,3 0 Şekil 3. Standart Sapma Dağılımı Bu dönemde toplam 8 adet PRG arızası ile karşılaşılmıştır. Toplam uçuş saati ise 4259,7 saattir. Bu dönem analiz edildiğinde arıza aralığı 4259,7/8 olup bu değer 532,4625 saattir. Son 1 yıl ise 547,5 saat olduğu için analizin bu adımından sonra küçük olan saat dilimi ile başka deyişle 532,4625 saat ile analize devam edilmiştir. Ancak sistem kararlıdır ve hata µ = 532,4625 saat σ = 121,7281 saat. µ-3σ = 532,4625-3*121,7281= 167,2782 saat. Sistemin yüksek güvenilirlik için kontrol edilmesi gereken maksimum kontrol saati 167,2782 saat olarak bulunmuştur. Hava Kuvvetleri Komutanlığı nın imkan ve kabiliyetleri de 6

7 göz önüne alınarak, üniteler için kullanılan % 10 opsiyon değeri bu ünite için de kullanılmalıdır. Bu durumda yeni kontrol parametresi 150 saat kontrolü olmalıdır. 150 saat kontrolü F-4 savaş uçaklarının 100 er saat aralıklarla yapılan kontrolleri için idealdir. Ayrıca bu ünite her seferinde değiştirilmek zorunda değildir. Ancak değişmesi gereken bir durum oluşacaksa bunun 150 saat aralıklarla yapılması gerekmektedir. Ayrıca ikinci kez kontrol edileceğinde 300 saat kontrolü ile aynı zaman parametresine denk geldiği için ekstra adam maliyeti de olmayacaktır. Tablo saat kontrollü HTEA Başka bir seçenek ise sistemin her 100 saat kontrolünde kontrol edilmesi ve değişmesi gerekiyorsa değiştirilmesidir. Ancak bu kontrol saat dilimi, 150 saat kontrolü ile aynı güvenirlikte olduğu için ayrıca 100 saat ve 200 saat kontrollerinin ufak bakımlar olması ve ekstra zaman gerekebileceğinden dolayı, 150 saat kontrolü daha ideal olmaktadır. 100 saat ve 150 saat kontrollerine göre oluşacak yeni hata türü ve etkileri analizi ile bu durumun yeni risk öncelik sayılarının hesaplanması gerekmektedir Yüksek Güvenilirliğe Sahip Ünite İçin Uygulanan Hata Türü Ve Etkileri Analizi Oluşan yeni durumun hata türü ve etki analizi açısından da güvenilir olması gerekmektedir. Kontrol saatlerinin değişmesinin anlamı, analizde keşfedilebilirlik değerlerinin değişmesi anlamına gelmektedir. Yedeği olan ve arıza yaptığında değiştirilebilme imkan ve kabiliyeti olan pitch rate gyro ünitesinin yeni keşfedilebilirlik değeri 100 saat kontrolü için 2; 150 saat kontrolü için 2,5 olacaktır. Arıza yapmadığı sürece fasbatta kontrolleri yapılan pitch rate gyro ünitesi, ölümle sonuçlanabilecek bir risk taşımakta ve bu riskin tamamen ortadan kaldırılması için yeni kontrol parametresi olması gereken saatlere göre, hata türü ve etki analizi ve risk öncelik katsayısının yeni değerleri değişecektir. 100 saat kontrolüne göre yeni oluşan risk öncelik sayısı; Şiddet değeri= 9 Olasılık değeri= 4 Keşfedilebilirlik değeri= 2 Risk Öncelik Sayısı = 4*9*2 = saat kontrolüne göre yeni oluşan risk öncelik sayısı; Şiddet değeri= 9 Olasılık değeri=4 Keşfedilebilirlik değeri= 2,5 Risk Öncelik Sayısı= 4*9*2,5 = 90 Her iki parametre değişikliği ve sonuçlarına bakıldığında risk öncelik sayısı 100 katsayısının altına indirilmiştir. Risk öncelik sayısının yeni değeri, hata türü ve etkileri analizinin, mevcut analiz ve değerlendirmelere göre başarılı olduğunu göstermektedir. Tablo 7 ve Tablo 8 ile oluşan yeni şartlar ve değişen hata türü ve etkileri analizi risk değerlendirmesi gösterilmiştir. Tablo 7 ile 100 saat kontrolü, Tablo 8 ile 150 saat kontrolü için yapılmış hata türü ve etkileri analizi gösterilmiştir. 7

8 Tablo saat kontrollü HTEA titreşimleri azaltacaktır. Uçağın kararlılığının yine bu kontrol ile engellenecektir. 4. SONUÇLAR azalması da Eski durum ile kıyaslandığında, arızanın tamamen ortadan kaldırmak için yapılması gereken kontrol saat dilimi 150 saattir. Ayrıca 150 saat kontrolü uçakta üç boyutta oluşan 8 Bu çalışmada F savaş uçağının irtifa kumanda sistemi ele alınmıştır. Çalışmanın PITCH ekseni üzerinde yapılmasının sebebi bu eksenin en tehlikeli eksen olmasıdır. Uçağın dikey olarak hareket ettiği eksen hataların sonuçlarının da en tehlikeli olduğu eksendir. Uçağın mevcut kumanda sistemleri, bu sistemlerin görevi, sistemin çalışmasını engelleyecek hata türleri, bu hata türlerinin pilotlar üzerinde etkisi, hataların oluşma sıklıkları ve hataların tespit edilmesinde kullanılan mevcut kontrol sistemleri incelenmiştir. Uçakların son bir yıllık performansında, iki hata arası süre ele alınarak bu değere karşılık gelen olasılık değeri; oluşabilecek muhtemel hatanın pilotta yarattığı şiddet değeri ve son olarak oluşan hatanın kontrol edilme sıklığına bağlı kalınarak risk öncelik sayıları hesaplanmıştır. Sistem bu şekilde analiz edilip, mevcut şartlar altında en tehlikeli ünite tespit edilmiştir. Yapılan çalışmada F uçaklarının mevcut durumda, son bir yıllık performansına göre en tehlikeli ünitesi bulunarak, bu ünitenin 30 Ağustos 2006 / 25 Mayıs 2009 tarihleri arasındaki uçuş ve arıza dağılımı incelenmiştir. En yüksek risk değerine sahip olan bu ünitenin geniş zaman diliminde yaptığı hatalar analiz edilerek ortalama hata süreleri hesaplanmıştır. Eşit güvenilirliğe sahip olan 100 ve 150 saat kontrolleri arasından, sistemde kullanılması ve bakım faaliyetlerinde uygulanması gereken daha az maliyet nedeniyle 150 saat kontrolüdür. En yüksek risk değerine sahip olan pitch rate gyro ünitesi yedekli bir malzeme olup, arıza yaptığında değiştirilebilir olması sistem ve yapılan uygulama için bir avantajdır. Ancak bu hataların oluştuktan sonra, pilot tarafından havada farkedilip, uçağın yere indirilmesi ve sonrasında ünitenin yedeği ile değiştirilmesi için geçerlidir. Bu analizde ise uçak kaza kırım ve ölüm ile sonuçlanabilme şansı olan bir arızanın ve yaratacağı sonuçlardan hareketle sistemin en güvenilir hali, en güncel sayısal veriler ile değerlendirilerek, bu ünite için yaratılacak en güvenilir bakım kontrol saati belirlenmiştir. 150 saaat kontrolünde; Ünite birlik ikmal depolarındaki faal statüsündeki malzeme ile değiştirilerek öncelikle uçağın faaliyeti sağlanmalı, Değiştirilen ünite teknik yönetim sorumlusu ilgili HİBM ye gönderilerek fabrika seviyesi bakım, onarım, kontrol ve arıza giderme işlemleri yapılmalı, HİBM tarafından fabrika seviyesi bakım onarım işlemi tamamlanan ilgili ünite ihtiyaçlar dağıtım sistemine faal malzeme olarak kaydı yapılıp, çevrim yedeği olarak sistem içerisinde kullanımı sağlanmalıdır. Bu atılacak üç adım sonucunda uçak kaybı ve pilot kaybına neden olabilecek bir hata önlenecektir. İhtimal düşük bile olsa üzerinde durulması gereken pitch rate gyro arızası ve oluşturabileceği istemsiz burun aşağı/yukarı kumanda

9 alması alçak irtifada çok tehlikeli sonuçlar meydana getirebilir. Bu olasılığın ortadan kaldırılması için sayısal değerlendirmeler sonucu, pitch rate gyro ünitesi için 150 saat kontrolü ideal bir kontrol olacaktır. Hava Kuvvetleri Komutanlığı nda geçmişe dönük verilere sahip olunabilecek her alanda HTEA çalışması yapılabilir ve kısa zamanda mevcut duruma göre daha tatminkâr sonuçlar elde edilir. Verilerin analiz edilebileceği ve analiz sonucu elde edilen değerlerin kullanılabileceği HTEA, hataların yok edilmesini sağlayacaktır. Ayrıca kullanımı ve çözümlemesi rahat bir mühendislik tekniğidir. Teknik veri olarak uçak bakım sınıfından her türlü veri sağlanarak, sistem üzerinde hassas inceleme yapılabilir. Bu analiz sayesinde sistem içerisinde sıkıntı görülen bir çok üniteye uygulama yapılarak, yeni kontrol saatleri belirlenebilir. Ayrıca Hava Kuvvetleri Komutanlığı nda uçuştan ayrılan muvazzaf subaylar için bu analiz yapılabilir. Mevcut kaynaklar kullanılarak, uçuş safahatından önce ve uçuş safahatında yaşanılan durumlar analiz edilerek, uçuştan ayrılmaya en çok neden olan hatalar çıkarılarak buna sebep olan davranışlar analiz edilebilir ve buna göre önlemler alınabilir. Uçuştan ayrılan subayların ne şekilde ayrıldıkları, ayrılan subayların sene bazında ortalaması ile Hava Kuvvetleri Komutanlığı nın ihtiyaçları analiz edilerek HTEA yapılabilir. Bir diğer alan da eğitim olabilir. Hava Harp Okulu na girdiği tarihten uçuş eğitiminin sonuna kadar pilotların aldığı eğitimler analiz edilerek yeni çözümler üretilebilir. Eğitim sırasında verilmek istenenler ile alıcı arasında oluşan iletişim engelleri analiz edilerek eğitimin kalitesi yükseltilebilir ve bunun sonucunda başarı oranı artmış, eğitim kalitesi yüksek uçucu personel yetiştirilebilir. Uçuştan ayrılan subaylar için aynı adımlar tekrarlanarak, sınıflandırma ile başlayıp, sınıf okulu sonuna kadar aldıkları eğitimler analiz edilebilir ve eğer gerekliyse düzeltmeler yapılırsa daha iyi bir gelecek için daha eğitimli ve daha fazla analitik düşünme gücüne sahip subaylar yetiştirilecektir. 5. TEŞEKKÜR Bu çalışmada bize yardımcı olan, teknik analiz adımları için 1 nci Hava İkmal Bakım Merkezi Komutanlığı nın değerli personeline, ankette ve sayısal veri toplamada bize yardımcı olan tüm HV.K.K.LIĞI personeline teşekkür ederiz. 6. KAYNAKLAR [1] Tekin, M Toplam Kalite Yönetimi. Kuzucular Ofset, Konya. [2] Huang, G., Nie, M. and Mak, K Web-based Failur e Mode and Effect Analysis. Computers and Industrial Engineering, Volume 37, Issues 1-2, October 1999; [3] Scipioni,A., Saccorola, G., Centazzo, A. and Arena F FMEA Methodology Design, Implementation and Integration with HACCP System in A Food Company. Food Control, Volume 13, Number 8, December 2002; [4] Hsu, C., Hu, A. and Wu, W Using FMEA and FAHP to Risk Evaluation of Green Components. Proceeding of 2008 IEEE International Symposium on Electronics and the Environment, May 2008; 1 6. [5] Price, C. and Taylor, N Automated Multiple Failures FMEA. Reliability Engineering & System Safety, Volume 76, Issue 1, April 2002; [6] Farquharson, J., Mcduffee, J., Seah, A. and Matsumoto, T FMEA of Marine Systems: Moving from Prescriptive to Risk- Based Design and Classification. Proceeding Annual Reliability and Maintainability Symposium August 2002; [7] Eryürek, Ö. ve Tanyaş, M Hata Türü ve Etkileri Analizi Yönteminde Maliyet Odaklı Yeni Bir Karar Verme Yaklaşımı. İTÜ Dergisi Cilt:2 Sayı:6; [8] Teoh, P. and Case, K Failures Modes and Effects Analysis Through Knowledge Modelling. Journal of Materials Processing Technology, Volume 153, November 2004; [9] Grunske, L., Colvin, R. and Winter, K Probabilistic Model-Checking Support for FMEA. Proceedings Fourth Internacional Conference on the Quantative Evaluation of Systems, September 2007; [10] Almannia, B., Greenough, R. and Kay, J A Decision Support Tool Based on QFD and FMEA for The Selection of Manufacturing Automation Technologies. Robotics and Computer Integrated Manufacturing, Volume 24, Issue 4, August 2008; [11] Bluvband, Z. and Grabov, P Failure Analysis of FMEA. Reliability and Maintainability Symposium, RAMS 2009, January 2009; [12] Papadopoulos, Y., Parker, D. and Grante, C Automating the failure Modes and Effects Analysis of Safety Critical Systems. Proceeding IEEE International Symposium on High assurance Systems Engineering, March 2004; [13] Hollick, N. and Nelson, G Rationalizing Scheduled-Maintenance Requirements Using Reliability Centred Maintenance A Canadian Air Force Perspective. Proceeding Annual Reliability and Maintainability Symposium; [14] Huo, Z., Zhang, Z., Wang, Y. and Yan G CMMS Based Reliability Centered Maintenance. Transmission and Distribution Conference and Exhibition, Asia and Pacific, December 2005; 1 6. [15] 1. Hava İkmal Bakım Komutanlığı, Teknik Yönetim Başkanlığı, TB/ TYUK/ Numaralı Teknik Bülten. [16] Akın, B ISO 9000 Uygulamasında İşletmelerde Hata Türü ve Etkileri Analizi. [17] [18] mkl _gos ÖZGEÇMİŞLER Gökhan AŞKIN 1981 yılında İzmir de doğdu. İlk ve orta öğrenimini İzmir de tamamladı yılında İzmir Gaziemir Süper Lisesine başlamasına mütakip 1999 yılında mezun oldu.1999 yılında Hava Harp Okulu, Endüstri Mühendisliği Bölümü nde lisans eğitimine başladı yılında teğmen rütbesiyle mezun oldu yılında Hava Teknik ve Sınıf Okulları Eğitim Merkezi Komutanlığı Gaziemir / İZMİR de Kursiyer Subay olarak bulunduktan sonra, sırasıyla 26 ncı 9

10 Astsubay Öğrenci Bölük Takım Komutanlığı ve 24 ncü Astsubay Öğrenci Bölük Komutanlığı görevlerine atandı. Eylül 2007 yılında yüksek lisans eğitimine hak kazanana kadar bu görevde bulundu. Bu tarihten itibaren Hava Harp Okulu Havacılık ve Uzay Teknolojileri Enstitüsünde Endüstri Mühendisliği Ana Bilim Dalında Yüksek Lisans eğitimine başladı. Prof. Dr. Semra BİRGÜN Prof. Dr. Semra Birgün, 1980 yılında İ.D.M.M.A. Makina Fakültesi nden mezun olmuştur. İstanbul Teknik Üniversitesi nde 1983 te İşletme Mühendisliği Yüksek Lisansını ve 1989 da Doktora sını tamamlamıştır. Endüstri Mühendisliği alanında 1993 te doçent ve 2002 de profesör unvanlarını almıştır. Sırasıyla yıllarında Yıldız (Teknik) Üniversitesi, yıllarında İstanbul Teknik Üniversitesi ve yıllarında Kocaeli Üniversitesi nde çalışmıştır yılından itibaren İstanbul Ticaret Üniversitesi Endüstri Mühendisliği Bölümü, Bölüm Başkanı olarak görevine devam etmektedir. Üretim Sistemleri, Üretim Planlama ve Kontrol, Yalın Üretim, Grup Teknolojisi ve Hücresel Üretim, Değer Akışı Haritalandırma ilgi alanlarından bazılarıdır. Çok sayıda ulusal ve uluslararası yayını bulunmaktadır. 10