Спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій

Реферат: Спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій, який полягає в додатку до консольно закріпленої конструкції літака, а саме крила, навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перерізі згаданого крила в точках його поверхні, що лежать в одній площині та на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили, по яких судять про додаток навантажуючої сили в точку центра жорсткості перерізу зазначеного крила. Навантажуючу силу прикладають до нижньої або до верхньої поверхні крила, безупинно переміщуючи її уздовж контуру кожного досліджуваного перерізу крила без зміни напрямку дії сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, й одночасно заміряючи переміщення профілю крила в будь-яких двох зазначених точках перерізу, що лежать на максимальній віддаленості одна від одної. UA 74919 U (12) UA 74919 U UA 74919 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема до способів дослідження пружних властивостей авіаційних конструкцій, а саме до способів визначення осі жорсткості тонкостінних консольно закріплених конструкцій літака, зокрема крила літака, за допомогою спеціальних методик та пристроїв для їх реалізації. Необхідність визначення технічних характеристик авіаційних конструкцій (а саме крила літака) для прийняття рішення щодо продовження терміну експлуатації літаків з пошкодженнями без проведення ремонту (експлуатація за технічним станом) є дуже актуальним чинником при підготовці авіаційної техніки до застосування. Відомі пристрої та комплекси для технічної діагностики авіаційних конструкцій не дозволяють за короткий термін визначити придатність техніки для подальшої експлуатації (при наявності утомних пошкоджень) при проведенні поверхневого ремонту конструкцій. Можливі деформації несучих поверхонь, наприклад крила, кіля або горизонтального оперення, можуть привести до погіршення льотнотехнічних характеристик літака. Відомий спосіб дослідження пружних/жорсткісних властивостей консольно закріплених авіаційних конструкцій, який полягає в навантаженні конструкції шляхом порушення у ній коливань і виміру амплітуд вібропереміщень конструкції [1]. Недоліками відомого способу дослідження пружних властивостей авіаційних конструкцій є те, що за допомогою цього способу можна визначити тільки переміщення контрольних точок, а координати осі жорсткості в досліджуваному перерізі конструкції не визначаються. Найбільш близьким технічним рішенням як за суттю, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом, який полягає в додатку до консольно закріпленої конструкції літака, а саме крила, навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перерізі згаданого крила в точках його поверхні, що лежать в одній площині та на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили, по яких судять про додаток навантажуючої сили в точку центра жорсткості перерізу зазначеного крила літака [2]. Недоліками відомого способу визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом, який вибрано за найближчий аналог (прототип), є те, що вимірюють лінійні переміщення конструкції в точках, які лежать/розташовано на одній прямій, що знаходиться в площині дії навантажуючої сили, але при цьому не визначають координати центру жорсткості перерізу, які належать осі жорсткості крила, по зміні координат якої (відносно отриманих на свідомо неушкодженій конструкції, і які приймають за еталонні) отримують інформацію щодо наявності ушкоджень у силових елементах конструкції крила. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом усунення недоліків прототипу забезпечити визначення координат осі жорсткості консольно закріплених авіаційних конструкцій, зокрема крила літака, які надають інформацію щодо характеристик жорсткості крила по їх зміні відносно координат, визначених на свідомо неушкодженій конструкції. Суть корисної моделі в способі визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій, який полягає в додатку до консольно закріпленої конструкції літака, а саме крила, навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перерізі згаданого крила в точках його поверхні, що лежать в одній площині та на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили, по яких судять про додаток навантажуючої сили в точку центра жорсткості перерізу зазначеного крила, полягає в тому, що навантажуючу силу прикладають до нижньої або до верхньої поверхні крила, навантажуючу силу прикладають до крила, безупинно переміщуючи її уздовж контуру кожного досліджуваного перерізу крила без зміни напрямку дії сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, й одночасно заміряючи переміщення профілю крила в будь-яких двох зазначених точках перерізу, що лежать на максимальній віддаленості одна від одної. Суть корисної моделі полягає і в тому, що вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до крила навантажуючої сили, або в площині, паралельній зазначеній площині, переміщення навантажуючої сили уздовж профілю крила здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеному крилі, а положення точки контакту силозбуджувача з однією з поверхонь крила при цьому вважають однією з точок на поверхні профілю крила, що належить прямій, яка проходить через точку на осі жорсткості досліджуваного крила у його перерізі, в якому проводять додавання до крила навантажуючої сили і вимір лінійних переміщень. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що вимір лінійних переміщень здійснюють переважно у точках на нижній або верхній поверхнях профілю крила, що знаходяться в районі носка та хвостовика профілю зазначеного крила, відповідно до умов прикладання навантажуючої сили, а 1 UA 74919 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 навантажуючу силу прикладають за умовами, що тиск у пневматиках шасі літака та кількість палива в паливних баках крила відповідає значенням, прийнятим за еталонні при першому виміру лінійних переміщень на свідомо неушкодженому крилі цього літака. Рішення технічної задачі в способі визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій дійсно можливе тому, що: - шляхом прикладання навантажуючої сили до нижньої поверхні крила забезпечують передачу сили реакції навантажуючої сили на жорстку поверхню; - шляхом прикладання навантажуючої сили до верхньої поверхні крила забезпечують усунення фактора впливу дії сили ваги власної конструкції крила на пристрій прикладання навантажуючої сили (одна зі складностей, що пов'язані з визначенням вектора переміщень точок конструкції крила під навантаженням, полягає в тому, що ще до того, як до конструкції (крила) прикладена навантажуючи сила, вона (конструкція) вже здеформована під дією сили власної ваги. Інша складність полягає в тому, що в загальному випадку конструкція (крило) під навантаженням може не тільки піддаватися деформації згину, а ще й закручуватися відносно осі жорсткості. Якщо точка, у якій вимірюється переміщення, не лежить на осі жорсткості, вимірюване переміщення не є деформацією згину і не може використовуватися для визначення жорсткості на згин. До того ж точному вимірюванню деформацій згину можуть завадити деформації вузлів кріплення конструкції (крила), якщо вони недостатньо жорсткі); - шляхом прикладання навантажуючої сили до крила при її безупинному переміщенні уздовж контуру кожного досліджуваного перерізу крила без зміни напрямку дії сили забезпечують точність фіксації моменту "чистого" вигину крила (коли всі точки крила перемістилися на однакову відстань), що свідчить про проходження вектора навантажуючої сили через точку центра жорсткості перерізу, яка належить осі жорсткості крила; - шляхом безупинного переміщення точки прикладання навантажуючої сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, забезпечують точність фіксації моменту "чистого" вигину крила (у вихідному стані, коли зовнішнє навантаження ще не прикладене, конструкція вже деформована під дією сили власної ваги. Щоб виключити цю деформацію здійснюють принцип незалежності дії сил та принцип суперпозиції, за якими деформації вузлів крила під дією сили ваги (вихідний стан) і деформації цих же вузлів під дією зовнішнього навантаження складаються); - шляхом одночасного виміру переміщення профілю крила в будь-яких двох зазначених точках перерізу, що лежать на максимальній віддаленості одна від одної (відносно або теоретично визначеної осі жорсткості крила, або теоретично визначеної середньої лінії крила) забезпечують підвищення величини переміщень зазначених точок, в яких знімаються показники переміщення крила, чим підвищується точності виміру зазначених показників; - шляхом здійснення виміру лінійних переміщень в площині, паралельній площині переміщення навантажуючої сили, забезпечується можливість встановлення пристроїв виміру лінійних переміщень зовні пристрою, який здійснює навантаження крила; - шляхом отримання показників рівності між переміщеннями, які вимірюються, у зазначених двох точках на крилі, визначають точку прикладання навантажуючої сили, в якій відбувся "чистий" вигин крила, і яка є однією з точок на поверхні профілю крила в перерізі, в якому проводять додавання до крила навантажуючої сили і вимір лінійних переміщень, і яка належить прямій, що є проекцією осі жорсткості досліджуваного крила (на поверхню, до якої прикладається навантажуюча сила); - шляхом виміру лінійних переміщень переважно у точках (на нижній або верхній поверхнях профілю крила), що знаходяться в районі носка та хвостовика профілю зазначеного крила, забезпечують винос зазначених точок на максимальне віддалення одна від одної, що, у свою чергу, дозволяє підвищити величини переміщень точок, в яких знімаються показники переміщення крила, для підвищення точності виміру зазначених показників. - шляхом прикладання навантажуючої сили за умовами, що тиск у пневматиках шасі літака та кількість палива в паливних баках крила відповідає значенням, прийнятим за еталонні при першому вимірі лінійних переміщень на свідомо неушкодженому крилі цього літака, забезпечують проведення навантаження при одних і тих же умовах, що підвищує "чистоту" експерименту (на конструкцію опор при постановці задачі точного вимірювання деформацій вигину крила накладають вимоги абсолютної жорсткості. Оскільки досягнути цього неможливо, деформації опор, навіть незначні, слід враховувати, а саме, проводити випробування при одному і тому ж тиску у пневматиках шасі. Також вимір лінійних переміщень треба проводити при однаковій масі палива в паливних баках крила тому, що викачати паливо з баку до "нуля" практично неможливо, а заповнити до деякої величини, яку можна точно визначити по покажчику палива, не представляє труднощів в умовах експлуатації, включаючи бойові дії). 2 UA 74919 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Таким чином, спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється), відповідає критерію корисної моделі "новизна". Суть корисної моделі в способі визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється), пояснюється за допомогою креслень, де на Фіг. 1-3 показано схеми поетапного здійснення способу визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється) при прикладанні навантажуючої сили до нижньої поверхні крила літака, на Фіг. 4-6 подано схеми поетапного здійснення способу визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється) при прикладанні навантажуючої сили до верхньої поверхні крила літака, на Фіг. 7 подано схему безупинного переміщення точки прикладання навантажуючої сили в площині Q, що проходить по двох точках (А і В), в яких здійснюють вимір лінійних переміщень крила (що лежать на максимальній віддаленості одна від другої відносно або теоретично визначеної осі жорсткості крила, або теоретично визначеної середньої лінії крила) (з показом схеми розташування площини Q за розмахом крила літака), на Фіг. 8 показано схему визначення осі жорсткості крила літака за його розмахом за координатами центру жорсткості кожного з перерізів, в яких здійснювався вимір лінійних переміщень, на Фіг. 9 показано схему прикладання навантажуючої сили до нижньої (позиція "НП") поверхні крила, на Фіг. 10 показано схему прикладання навантажуючої сили до верхньої (позиція "ВП") поверхні крила. Спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється) здійснюють таким чином. До досліджуваного крила (позиція "К", див. схеми на Фіг. 1-6), у деякому його поперечному перерізі W (див. схему на Фіг. 7, де показані перерізи W1, W2 та Wi) прикладають навантажуючу силу Ρ в напрямку осі Υ (та в площині Q, що проходить по точках А і В, в яких будуть вимірюватися лінійні переміщення крила під дією навантажуючої сили Р). Навантажуючи силу Ρ прикладають до крила (позиція "К") двома способами: - до нижньої (позиція "НП") поверхні крила (див. схеми на Фіг. 1-3 та схему на Фіг. 9); - до верхньої (позиція "ВП") поверхні крила (див. схеми на Фіг. 4-6 та схему на Фіг. 10). За першим варіантом прикладання навантажуючої сили Ρ до нижньої (позиція "НП") поверхні крила (див. схему на Фіг. 9), зазначену навантажуючу силу Ρ прикладають до нижньої (позиція "НП") поверхні крила (позиція "К") в перерізі W1. Під дією сили Ρ перетин (профіль крила) переміщується (вверх, згідно зі схемою, що показано на Фіг. 1) і займає положення, яке показане на кресленнях (відповідно, на Фіг. 1) суцільною лінією. У будь-яких двох точках (наприклад у точках А і В) досліджуваного перерізу W1, що лежать на одній прямій, яка є паралельною лінії дії навантажуючої сили Ρ (див. схему на Фіг. 7), вимірюють величини n1 та n2 лінійних переміщень (Α і Β) і порівнюють їх. Наприклад, прикладання навантажуючої сили Ρ у деякій точці (наприклад, у точці Сі) надало переміщення точок А і В з величинами n1>n2 (n1nn2) лінійних переміщень (Α і Β) (див. схему на Фіг. 1). Далі (шляхом безперервного переміщення навантажуючої сили Ρ в площині Q) зазначену навантажуючу силу Ρ прикладають в іншій точці цього ж перерізу W1 крила (позиція "К"). У даний момент вимірюють величини n1 та n2 лінійних переміщень  і порівнюють їх (див. схеми на Фіг. 2-3). Якщо при цьому величина різниці між величиною Α і величиною Β збільшується (n1>>n2), то силу Ρ прикладають у точці, що лежить по інший бік від точки Сі (див. схему на Фіг. 1), наприклад, справа згідно зі схемою на Фіг. 1. При цьому різниця Α і Β буде зменшуватися. Навантажуючу силу Ρ безупинно переміщують уздовж контуру досліджуваного перерізу (W1) без зміни напрямку дії сили Р, міряючи переміщення в точках А і В доти, поки лінійні переміщення n1 та n2 не вирівнюються (n1=n2), тобто Α=Β (див. схему на Фіг. 2). У цьому випадку відбудеться "чистий" вигин конструкції, а саме крила (позиція "К"), що характеризується тим, що при додатку навантаження до точки, що знаходиться на осі жорсткості, всі точки цього перерізу крила (позиція "К") перемістяться на однакову величину n (де n1=n2, див. схему на Фіг. 2). Точка Сј додатка навантажуючої сили Ρ при виконанні рівності Α=Β і є абсцисою Хо центру жорсткості досліджуваного перерізу. Для визначення ординати центру жорсткості навантажуючу силу Ρ прикладають к перерізу у напрямку, перпендикулярно виконаному. При переході точки прикладання до крила навантажуючої сили Ρ за центр жорсткості Хо досліджуваного перерізу (W1) (див. схему на Фіг. 3) лінійні переміщення n1 та n2 будуть змінюватися, і будуть становити n1