Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові

Реферат: Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, при якому заміряють водночас перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, по величині яких судять про навантаженість і дефектність конструкції. Заміряють частоту власних/авторезонансних коливань крила, підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата, на закінцівках та у середній частині крила величини перевантажень, визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням частоти власних/авторезонансних коливань крила та сумарної величини перевантаження. Далі визначають положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначеному попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила. Про рівень залишкової міцності конструкції та, як наслідок, її технічного стану, судять по значенню фактичної частоти власних/авторезонансних коливань щодо крайніх значень частот власних/авторезонансних коливань діапазону, відповідно, максимальної і мінімальної частоти, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань крила відповідає мінімально припустимому рівню його залишкової міцності. UA 73996 U (12) UA 73996 U UA 73996 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема, до способів неруйнівного контролю технічної діагностики авіаційних конструкцій безпосередньо в польоті, а саме, до способів визначення фактичної залишкової міцності (несучої здатності) конструкції, переважно крила літального апарата, що має ушкодження або часткові руйнування, включаючи бойові. Відомий спосіб визначення наявності ушкодження в силових елементах конструкції, при якому збуджуються авторезонансні коливання і вимірюються частоти авторезонансних коливань, по яких судять про дефективність контрольованої конструкції [1]. До недоліків відомого способу належить те, що при зазначеному методі виміру частот коливань неможливо визначити залишкову міцність ушкодженої конструкції, переважно в умовах польоту. Відомий спосіб визначення фактичної частоти коливань конструкції в польоті, при якому встановлюють на конструкцію датчики і вимірюють частоту та амплітуду коливань конструкції в умовах польоту, при цьому датчики встановлюють на максимально можливому віддаленні від місця консольного закріплення конструкції до фюзеляжу літального апарата, переважно літака [2]. До недоліків відомого способу належить те, що при зазначеному методі виміру в польоті частот коливань консольно закріпленої конструкції неможливо визначити залишкову міцність ушкодженої конструкції тому, що вимірюється тільки фактична частота коливань конструкції. У випадку, коли буде зафіксований скачок зміни частоти (у бік зменшення, що говорить про появу ушкодження), неможливо визначити, на скільки змінилася (у меншу сторону) залишкова міцність конструкції з появою ушкодження і які величини ЛТХ можна використовувати в польоті, щоб не допустити руйнування конструкції від перевантажень (а використовувати тільки ті величини ЛТХ, при яких буде забезпечена безпечна експлуатація літального апарата, зокрема літака). Відомий спосіб визначення залишкової міцності конструкції, при якому збуджують резонансні коливання свідомо неушкодженої конструкції, вимірюють при цьому частоти власних/авторезонансних коливань на неушкодженій конструкції, приймаючи їх за еталонні, прикладають до конструкції навантаження, що приводить до руйнування зазначеної свідомо неушкодженої конструкції, приймаючи руйнівне навантаження за еталонне, вносять безліч ушкоджень із розмірами, що збільшуються при кожному з наступних випробувань, заміряють при кожному з безлічі внесених ушкоджень фактичну частоту власних/авторезонансних коливань і фактичне руйнівне навантаження, а про рівень залишкової міцності судять по положенню фактичної, заміряної в умовах експлуатації частоти власних/авторезонансних коливань, щодо отриманого експериментальним способом діапазону частот і руйнівних навантажень, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань відповідає мінімально припустимій залишковій міцності [3]. Недоліком відомого способу є те, що кількісну величину залишкової міцності можна визначити тільки на землі, безпосередньо перед польотом або після польоту, у якому літальний апарат (літак) одержав ушкодження. Неврахування зміни несучої здатності конструкції в польоті при наявності ушкодження може призвести до того, що в польоті через використання літального апарата (літака) на режимах, що перевищують безпечні для наявного (внесеного) рівня ушкодження, може відбутися руйнування конструкції тому, що наявними на борту засобами об'єктивного контролю льотчик не може оцінити рівень несучої здатності (залишкової міцності) конструкції при наявності в ній ушкодження/ушкоджень (включаючи бойові). Найбільш близьким технічним рішенням, як за суттю, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, при якому заміряють водночас перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, по величині яких судять про навантаженість і дефектність конструкції [4]. До недоліків відомого способу, вибраного за найближчий аналог (прототип), належить те, що в польоті визначається тільки наявність ушкодження в конструкції (наприклад, зорово чи за допомогою датчиків), визначивши яке будь-яким методом/чином неможливо кількісно визначити фактичну ступінь пошкодження конструкції і, як наслідок, ступінь залишкової міцності останньої, а так само точно вказати, до якого ступеня може бути допущений розвиток процесу зменшення несучої здатності конструкції для її безпечної експлуатації у складі літального апарата, особливо при бойовому застосуванні літального апарата. В основу корисної моделі поставлено задачу шляхом введення у діагностичний процес визначення частот власних/авторезонансних коливань крила літака нових операцій забезпечити підвищення оперативності і ефективності визначення залишкової міцності конструкції літального апарата (насамперед літака) безпосередньо в умовах польоту та розширення при цьому 1 UA 73996 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 діапазону розв'язуваних завдань в умовах польоту і можливості виконання бойових завдань при наявності ушкоджень в силових елементах крила, включаючи бойові. Суть корисної моделі в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, при якому заміряють водночас перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, по величині яких судять про навантаженість і дефектність конструкції, полягає в тому, що заміряють частоту власних/авторезонансних коливань крила, підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата, на закінцівках та у середній частині крила величини перевантажень, визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням частоти власних/авторезонансних коливань крила та сумарної величини перевантаження, визначають положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначеному попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила, а про рівень залишкової міцності конструкції та, як наслідок, її технічного стану, судять по значенню фактичної частоти власних/авторезонансних коливань щодо крайніх значень частот власних/авторезонансних коливань діапазону, відповідно, максимальної і мінімальної частоти, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань крила відповідає мінімально припустимому рівню його залишкової міцності. Суть корисної моделі полягає і в тому, що вимірювання фактичної частоти власних/авторезонансних коливань крила та фактичної величини перевантажень в центрі мас літального апарата та на крилі в точках, що знаходяться в зонах, відповідно, закінцівки крила та його середньої частини, здійснюють на одних і тих же параметрах польоту, які вибрано за еталонні. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що вимірювання фактичної частоти власних/авторезонансних коливань крила та фактичної величини перевантажень крила літального апарата здійснюють в точках, що лежать на осі жорсткості крила. Поставлена в основу корисної моделі задача вирішується тим, що в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, заміряють перевантаження на закінцівках крила, в його середній частині та у центрі мас літального апарата, при цьому на закінцівках крила та в його середній частині вимірюють частоту власних/авторезонансних коливань крила, що дає можливість порівняти зазначену фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила з частотами власних/авторезонансних коливань крила, що були отримані на динамічно подібних моделях крил, аналогічних літальному апарату - літаку, коли складалася залежність частоти власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила від руйнуючого навантаження при внесених величинах/розмірах ушкоджень в силовий набір крила. На підставі зазначеної залежності вибирають максимальну частоту власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила, яка відповідає частоті власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила без ушкоджень, при якій визначають, що руйнуюче навантаження буде максимальним і відповідати максимальній залишковій міцності конструкції (приймаючі максимальну частоту власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила за еталонну), і мінімальну частоту власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила, яка відповідає частоті власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила з ушкодженнями, при якій визначають, що руйнуюче навантаження буде мінімальним і відповідати мінімальній залишковій міцності конструкції (приймаючі мінімальну частоту власних/авторезонансних коливань динамічно подібної моделі крила за другу еталонну). Зазначене вище проводять попередньо на землі і визначають діапазон частот власних/авторезонансних коливань конструкцій і відповідних їм руйнівних навантажень для безлічі ушкоджених станів (внесених ушкоджень). Шляхом підсумовування обмірюваних величин перевантажень визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням сумарної величини перевантаження. Шляхом порівняння фактичної частоти власних коливань крила літального апарата до мінімально припустимої (у визначеному експериментально на землі діапазоні частот власних/авторезонансних коливань крила з різним рівнем ушкодження і відповідних цих частот руйнівних навантажень, у якому максимальна частота власних коливань крила відповідає максимальному рівню залишкової міцності конструкції, а мінімальна - мінімально припустимій залишковій міцності) судять про рівень залишкової міцності конструкції в умовах польоту. Таким чином, спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, відповідає критерію корисної моделі «новизна». 2 UA 73996 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Суть корисної моделі в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, пояснюється за допомогою креслень, де на Фіг. 1 показано схему розташування обладнання для виміру і реєстрації діагностичних параметрів, а саме, частоти власних/авторезонансних коливань крила і перевантажень (заміряних на закінцівках крила, в його середній частині та у центрі мас літального апарата) за допомогою яких визначають рівень залишкової міцності крила літака з ушкодженнями (включаючи бойові), на Фіг. 2 показано схему розташування датчиків перевантаження на крилі і в центрі мас літака, на Фіг. 3 показано схему передачі інформаційних параметрів - частоти власних/авторезонансних коливань крила і перевантажень (заміряних на закінцівках крила, в його середній частині та у центрі мас літального апарата) до підсумовуючого пристрою та бортової ЕОМ літака, на Фіг. 4 показано схему, пояснюючу суть способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, на Фіг. 5 показано схему розташування обладнання для виміру і реєстрації діагностичних параметрів (датчиків перевантажень D1, D2 і D3), а саме, частоти власних/авторезонансних коливань крила (fкp.) і перевантажень (заміряних на закінцівках крила (nкр.), в його середній частині (nкр.) та у центрі мас (nц.м.) літального апарата) за допомогою яких визначають рівень залишкової міцності крила літака з ушкодженнями (включаючи бойові), та передачу інформаційних параметрів (nΣ) до бортової ЕОМ літака через підсумовуючий пристрій, на Фіг. 6 показано схему вимірювання амплітуди коливань крила, частоти власних/авторезонансних коливань крила (fкp.) і перевантажень на закінцівках крила (nкр.) та в його середній частині (nкр.) (відповідно, датчиками перевантажень D2 і D3), на Фіг. 7 показано схему зон на крилі літака, в яких на осі жорсткості встановлюються датчики перевантажень D2 і D3, на Фіг. 8 показано схему встановлення датчиків перевантажень D2 і D3 по осі жорсткості крила літака, на Фіг. 9 показано номограму визначення залишкової міцності крила літака по частоті його власних/авторезонансних коливань, на Фіг. 10 показано схему поетапного виконання технологічних операцій, покладених в основу способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові (що заявляється). Суть корисної моделі в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, що заявляється, полягає в наступному. Залишкова міцність конструкції визначається по частоті власних/авторезонансних коливань, для чого попередньо визначається діапазон частот власних/авторезонансних коливань конструкції з різними рівнями ушкоджень, як функції від руйнівних навантажень для кожного внесеного рівня ушкодження, у якому максимальна частота власних/авторезонансних коливань відповідає максимальній міцності конструкції (тобто в конструкції, що не має ушкоджень), а мінімальна - мінімально припустимій залишковій міцності конструкції, при якій ще можлива безпечна експлуатація літального апарата. При цьому обумовлена в польоті фактична частота власних/авторезонансних коливань конструкції повинна перебувати в зазначеному діапазоні частот, визначеному на землі при експлуатації даного типу літального апарата (наприклад, шляхом експериментальних досліджень на динамічно подібних моделях конструкції крила літака). Визначення фактичних частот власних коливань у польоті неможливо відомими методами, тому в польоті вони визначаються шляхом одержання абсолютного значення величин перевантажень за допомогою підсумовування величин перевантажень у центрі мас літального апарата (літака - див. схеми на Фіг. 1-3) і на закінцівках крила. Визначення положення заміряних у польоті фактичних частот власних коливань конструкції стосовно максимальної і мінімальної частот власних/авторезонансних коливань в отриманому на землі діапазоні частот і руйнівних навантажень, дозволить по співвідношенню фактичної частоти до максимальної і мінімально-припустимої, точно визначити рівень залишкової міцності конструкції (несучої здатності конструкції) і вжити заходів до недопущення її зменшення, наприклад, шляхом коректування режимів польоту літака або його ЛТХ шляхом їхнього зниження на величину, що відповідає фактичної залишкової міцності конструкції з ушкодженнями. 3 UA 73996 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Згідно з зазначеними вище теоретичними положеннями спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, що заявляється, реалізовано таким чином (див. блок-схему на Фіг. 10). Перезавантажувальні датчики D1, D2 і D3 (див. схеми на Фіг. 1-8) установлюють відповідно в центрі мас (позиція «ЦМ») літака 1, на кінцевій частині (позиція 2) (в зоні закінцівки крила) у зоні максимальних амплітуд (позиція «А») коливань та у середній частині 3 крила 4 (див. схеми на Фіг. 4 та на Фіг. 6), при цьому зазначені перезавантажувальні датчики D1, D2 і D3 встановлюються на теоретично розрахованій чи експериментально визначеній [5] осі жорсткості крила 4 (див. схему на Фіг. 8). Для тарування вібропереміщень центра мас (позиція «ЦМ») і закінцівки (позиція 2) крила 4 виконують політ на свідомо неушкодженому літаку 1, при цьому вимірювання фактичної частоти fкр. власних/авторезонансних коливань крила 4 та фактичної величини перевантажень n в центрі мас (позиція «ЦМ») літального апарата (літака - позиція 1) та на крилі 4 в точках, що знаходяться в зонах, відповідно, закінцівки 2 крила 4 та його середньої частини 3 (див. схеми на Фіг. 6-7), здійснюють на одних і тих же параметрах польоту (на швидкості VЕ, висоті польоту НЕ та при перенавантаженні gE тощо - див. схему на Фіг. 6), які вибирають за еталонні для вимірювання зазначених вище інформаційних параметрів (fкр., nкр. та nц.м.) при всіх подальших польотах (див. схеми на Фіг. 3 та на Фіг. 5). При цьому в еталонному польоті (див. схему на Фіг. 6) вимірюють величини перевантажень n у контрольних точках - у центрі мас (позиція «ЦМ») літака і на закінцівці 2 крила 4) - nц.м. i nкр. від дії збурюючої сили q (див. схеми на Фіг. 5-6). Діагностичні параметри nц.м. з перевантажувального датчика D1 (що розташований у центрі мас (позиція «ЦМ») літака 1) подаються на вхід підсумовуючого пристрою 5 (див. схеми на Фіг. 3 і на Фіг. 5). Діагностичні параметри nкр. з перевантажувальних датчиків D2 і D3 (які розташовано, відповідно, у середній частині 3 крила 4 та на закінцівці 2 крила 4) також подаються до підсумовуючого пристрою 5 (див. схеми на Фіг. 3 і на Фіг. 5 - де підсумовуючий пристрій 5 зазначено позицією «ПП»). За отриманими значеннями nц.м. і nкр. визначається величина неузгодженості перевантажень Δn, що є абсолютним значенням сумарної величини перевантаження nΣ. Отримане значення величини перевантаження nΣ, буде відповідати (при перерахуванні в частоти f власних/авторезонансних коливань) визначеному значенню частоти fмакс, що є максимальною для неушкодженої конструкції (відповідно, крила 4). Отримане у підсумовуючому пристрої 5 значення величини перевантаження nΣ подається до бортової ЕОМ (позиція 6) літака 1 (див. схеми на Фіг. 3 і на Фіг. 5). Для перерахування фактичних частот власних/авторезонансних коливань конструкції (обумовлених у польоті по викладеній вище методиці) у залишкову міцність конструкції (а саме, крила 4), що має ушкодження, необхідно спочатку визначити діапазон частот власних/авторезонансних коливань, крайні значення якого відповідають максимальній (Рмакс) і мінімальній (Рмін) руйнуючим навантаженням для внесених у конструкцію рівнів ушкодження. Для цього на землі проводять послідовно динамічні (частотні) і статичні випробування, перші з яких мають на меті встановити залежність частоти власних/авторезонансних коливань від рівня величини руйнівного навантаження при внесеному рівні (величині) ушкодження. При частотних випробуваннях за допомогою силозбуджувачів, наприклад, по [6], збуджують коливання і фіксують їх за допомогою, наприклад, електронно-рахункового частотоміра. Частотні випробування проводять таким чином, що спочатку контролюють конструкцію (крило), що свідомо, не має ушкоджень. При цьому отримані в результаті контролю частоти власних/авторезонансних коливань fмакс. будуть відповідати максимальній міцності конструкції Nмакс., величину якої визначають за допомогою вигину конструкції до руйнування силою Рмакс. для визначення максимального руйнівного навантаження Рмакс. (що відповідає граничноприпустимому для експлуатації) у конструкцію вносяться ушкодження і для кожного рівня внесеного ушкодження визначаються частоти власних коливань fi та проводиться перевірка на руйнування від навантаження Рімакс, що відповідає максимальному експлуатаційному навантаженню при даному рівні внесеного ушкодження. Заміряні (у процесі випробувань при безлічі ушкоджених станів) на і-тому етапі перед руйнуванням частоти власних/авторезонансних коливань fмін будуть відповідати мінімально припустимому рівню залишкової міцності Nмін. А отриманий таким чином діапазон частот f власних/авторезонансних коливань буде відповідати міцності конструкції N у межах від максимальної частоти (fмакс.) власних/авторезонансних коливань до мінімально-припустимої частоти власних/авторезонансних коливань (fмін.), коли ще можлива за умовами міцності безпечна експлуатація даного типу літального апарата (переважно літака). 4 UA 73996 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 В отриманому діапазоні частот fi і руйнівних навантажень Рі максимальна частота власних/авторезонансних коливань fмакс., отримана при частотних випробуваннях, буде відповідати по величині максимальній фактичній частоті fф, визначеній в умовах еталонного польоту (див. номограму на Фіг. 9). Таким чином, в експлуатації (в умовах польоту), визначаючи фактичну частоту власних коливань fфі у польоті, положення останньої у визначеному експериментально діапазоні частот і руйнівних навантажень, установлюється величина залишкової міцності N конструкції, наприклад, по номограмі (див. Фіг. 9) або за допомогою бортової ЕОМ (позиція 6), в пам'ять якої внесена зазначена вище методика (див. схеми на Фіг. 3 та на Фіг. 5). Використання в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові (що заявляється), залежності частоти власних/авторезонансних коливань від величини руйнівного навантаження, представленої у вигляді діапазону частот і руйнівних навантажень (див. номограму на Фіг. 9), дозволяє визначати залишкову міцність конструкції (крила літака), що одержала ушкодження (включаючи бойові) безпосередньо в польоті і, таким чином, вчасно вжити заходів до запобігання руйнуванню літального апарата (літака) від перевищення ЛТХ (наприклад, зменшення швидкості польоту та/чи величини перенавантаження - див. схему на Фіг. 2). У результаті підвищується безпека польотів або забезпечується можливість виконувати бойовий виліт літака 1 зі зниженими на відповідний рівень тактико-технічними і льотними характеристиками (швидкості VЕ, висоті польоту НЕ та перенавантаження gE тощо - див. схеми на Фіг. 6 та на Фіг. 1). Підвищення ефективності застосування способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається шляхом введення у діагностичний процес визначення частот власних/авторезонансних коливань консольно закріплених конструкцій літака, а саме, крила, нових операцій забезпечити підвищення оперативності і ефективності визначення залишкової міцності конструкції літального апарата (насамперед літака) безпосередньо в умовах польоту. Підвищення ефективності застосування способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається шляхом встановлення перевантажувальних датчиків (для вимірювання фактичної частоти власних/авторезонансних коливань крила та фактичної величини перевантажень в центрі мас літального апарата та на крилі в точках, що знаходяться в зонах, відповідно, закінцівки крила та його середньої частини), в точках, що лежать на осі жорсткості крила, а вимірювання зазначених діагностичних параметрів здійснюють на одних і тих же параметрах польоту, які вибрано за еталонні. Джерела інформації: 1. Авторське свідоцтво СРСР № 1024829 від 1983, МПК 6 G01N 29/04. 2. Авторське свідоцтво СРСР № 398867 від 1974, МПК 6 G01N 29/04. 3. Авторське свідоцтво СРСР № 1756789 «Способ определения остаточной прочности конструкции» від 22.04.1992 року, (заявка № 4800139/23 (144409) від 04.12.1989 г.), МПК 6 G01М 7/00, G01N 29/04 - аналог. 4. Гудков А.И. и др. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов. - М.: Оборонгиз, 1963, стр. 189, фиг. 4.28, стр. 438-440, фиг. 10.24 - прототип. 5. Авторське свідоцтво СРСР № 1820264 «Устройство для исследования упругих свойств авиационных конструкций» від 12.10.1992 р. (заявка № 4923693/23/027470 від 01.04.1991 р.). 6. Авторське свідоцтво СРСР № 1675716 «Устройство для бесконтактного возбуждения авторезонансных колебаний самолетных конструкций» від 08.05.1991 р. (заявка № 4699044/2528/075790 від 31.05.1989 р.). 50 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 55 60 1. Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті з появою в конструкції ушкоджень, включаючи бойові, при якому заміряють водночас перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, по величині яких судять про навантаженість і дефектність конструкції, який відрізняється тим, що заміряють частоту власних/авторезонансних коливань крила, підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата, на закінцівках та у середній частині крила величини перевантажень, визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням частоти власних/авторезонансних коливань крила та сумарної величини перевантаження, визначають 5 UA 73996 U 5 10 15 положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначеному попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила, а про рівень залишкової міцності конструкції та, як наслідок, її технічного стану, судять по значенню фактичної частоти власних/авторезонансних коливань щодо крайніх значень частот власних/авторезонансних коливань діапазону, відповідно, максимальної і мінімальної частоти, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань крила відповідає мінімально припустимому рівню його залишкової міцності. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що вимірювання фактичної частоти власних/авторезонансних коливань крила та фактичної величини перевантажень в центрі мас літального апарата та на крилі в точках, що знаходяться в зонах, відповідно, закінцівки крила та його середньої частини, здійснюють на одних і тих же параметрах польоту, які вибрано за еталонні. 3. Спосіб за п. 1 та п. 2, який відрізняється тим, що вимірювання фактичної частоти власних/авторезонансних коливань крила та фактичної величини перевантажень крила літального апарата здійснюють в точках, що лежать на осі жорсткості крила. 6 UA 73996 U 7 UA 73996 U 8 UA 73996 U 9 UA 73996 U 10 UA 73996 U 11 UA 73996 U 12 UA 73996 U 13 UA 73996 U Комп’ютерна верстка Л.Литвиненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 14