Спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата та пристрій для його здійснення

1. Спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата, який полягає в прикладанні до консольно закріпленої конструкції навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перетині згаданої конструкції в точках її поверхні, що лежать в одній площині на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили, який відрізняється тим, що навантажуючу силу прикладають до конструкції, безупинно переміщуючи її уздовж контуру кожного досліджуваного перетину без зміни напрямку дії сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, й одночасно міряючи переміщення профілю крила в будь-яких двох зазначених точках перетину, при цьому вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до конструкції навантажуючої сили, або в площині, паралельній зазначеній площині, переміщення навантажуючої сили уздовж профілю конструкції здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеній конструкції, а положення точ 2 (19) 1 3 Винахід належить до галузі авіації, зокрема, до способів дослідження пружних властивостей авіаційних конструкцій, а саме до способів визначення осі жорсткості тонкостінних консольно закріплених авіаційних конструкцій, зокрема, крил літальних апаратів, за допомогою спеціальних методик та пристроїв для їх реалізації. Необхідність визначення технічних характеристик авіаційних конструкцій 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 пошкоджень від утомленості) при проведенні поверхневого ремонту конструкцій. Можливі деформації несучих поверхонь, наприклад, крила, кіля або горизонтального оперення, можуть привести до погіршення льотно-технічних характеристик літака. Відомий спосіб дослідження пружних властивостей авіаційних конструкцій і пристрій для його здійснення, який полягає в навантаженні конструкції шляхом порушення у ній коливань і виміру амплітуд вібропереміщень конструкції (1). Відомий пристрій для дослідження пружних властивостей конструкцій, який містить платформу із силозбуджувачем, установленим на силовій рамі, та індикатор лінійних переміщень, встановлений з можливістю контактування з досліджуваною конструкцією (2). Недоліками відомого способу дослідження пружних властивостей авіаційних конструкцій і пристрою для його здійснення є те, що за допомогою їх можна визначити тільки переміщення контрольних точок, а координати осі жорсткості в досліджуваному перетині конструкції не визначаються. Найбільш близьким технічним рішенням як за суттю, так і за результатом, який досягається, що вибрано за прототип, є спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата та пристрій для його здійснення, який полягає в додаванні до консольно закріпленої конструкції навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перетині згаданої конструкції в точках її поверхні, що лежать в одній площині на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили (3). Найбільш близьким технічним рішенням як по суті, так і за результатом, що досягається, який вибраний за прототип, є пристрій для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який містить платформу із силозбуджувачем, установленим на силовій рамі з можливістю переміщення уздовж неї, і індикатор лінійних переміщень, при цьому силозбуджувач оснащений наконечником (4). Недоліками відомого способу визначення осі жорсткості крила літального апарата та пристрою для його здійснення, які вибрано за прототип, є те, 97103 4 що вимірюють лінійні переміщення конструкції в точках, що лежать на одній прямій, що знаходиться в площині дії навантажуючої сили, але при цьому не визначають координати центру жорсткості перетину, які належать осі жорсткості крила. Недоліками відомого пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який вибрано за прототип, є те, що при його використанні вимірюють лінійні переміщення конструкції в точках, що не лежать на одній прямій, яка знаходиться в площині дії сили, яка навантажує конструкцію. В основу винаходу поставлена задача шляхом усунення недоліків прототипу забезпечити визначення положення осі жорсткості консольно закріплених авіаційних конструкцій, зокрема крила літального апарата. Суть винаходу в способі визначення осі жорсткості крила літального апарата та пристрої для його здійснення, який полягає в додаванні до консольно закріпленої конструкції навантажуючої сили і вимірі лінійних переміщень у кожному досліджуваному поперечному перетині згаданої конструкції в точках її поверхні, що лежать в одній площині на одній прямій, паралельній лінії дії зазначеної навантажуючої сили, полягає в тому, що навантажуючу силу прикладають до конструкції, безупинно переміщуючи її уздовж контуру кожного досліджуваного перетину без зміни напрямку дії сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, й одночасно міряючи переміщення профілю крила в будь-яких двох зазначених точках перетину. Суть винаходу полягає і в тому, що вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до конструкції навантажуючої сили, або в площині, паралельній зазначеній площині, переміщення навантажуючої сили уздовж профілю конструкції здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеній конструкції, 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 досліджуваної конструкції у перетині конструкції, в якому проводять додавання до конструкції навантажуючої сили і вимір лінійних переміщень. Суть винаходу полягає також і в тому, що вимір лінійних переміщень здійснюють переважно у точках на верхній та нижній поверхнях профілю крила, що знаходяться в районі носка та хвостовика зазначеного профілю крила. Суть винаходу у пристрої для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який містить силову раму, платформу із силозбуджувачем, установленим на силовій рамі з можливістю переміщення уздовж неї, і індикатор лінійних переміщень, при цьому силозбуджувач оснащений наконечником, полягає в тому, що він оснащений додатковим індикатором лінійних переміщень, кронштейнами для кріплення зазначених індикаторів лінійних переміщень, додатковими силовими опорами, опорними площадками та системою пневматиків, закріпленими на зазначених силових 5 опорах. Суть винаходу полягає і в тому, що силова рама додатково оснащена вузлами фіксації, закріпленими на торцевих поверхнях зазначеної силової рами, гідронасосом, перемикачами, манометрами та трубопроводами, силові опори додатково оснащені гідроциліндрами, з'єднаними з опорними площадками, індикатори лінійних переміщень встановлені на силовій рамі з обох боків від силозбуджувача в одній з ним площині, а наконечник силозбуджувача виконаний у вигляді пружного елемента, установленого з можливістю котіння. Суть винаходу полягає також і в тому, що індикатори лінійних переміщень встановлені в точках профілю крила, які є найбільш віддаленими від теоретично знайденої осі жорсткості зазначеного крила, силозбуджувач та гідроциліндри, що з'єднані з опорними площадками силових опор, з'єднані з гідронасосом за допомогою трубопроводів, а манометри і перемикачі встановлені в магістралях нагнітання між гідронасосом і виконавчими елементами гідравлічної системи. Вирішення поставленої технічної задачі дійсно можливе, тому що можливо прикласти навантажуючу силу до досліджуваного перетину конструкції, а саме, профілю крила літального апарата, виміряти при цьому лінійні переміщення в точках, що лежать на поверхні згаданого перетину на одній прямій, паралельній лінії дії навантажуючої сили і порівняти їх. Силу, що технологічно навантажує конструкцію (крило літального апарата), можливо безупинно переміщати уздовж контуру кожного досліджуваного перетину, здійснюючи при цьому одночасно в кожному з перетинів вимір лінійних переміщень у зазначених точках, до того моменту, коли обмірювані в двох точках згаданого перетину лінійні переміщення не будуть рівними між собою, тобто, коли відбудеться чистий вигин конструкції (а саме, консольно закріпленої конструкції, що виконана у вигляді крила літального апарата). У цей момент можливо по точках додавання зазначеної навантажуючої сили до конструкції визначити координати осі жорсткості конструкції, а саме, координати центра жорсткості перетину (профілю крила), які належать осі жорсткості крила. Порівняльний аналіз технічного рішення, яке заявляється, із прототипом, показує, що спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата відрізняється тим, що навантажуючу силу прикладають до конструкції, безупинно переміщуючи її уздовж контуру кожного досліджуваного перетину без зміни напрямку дії сили як по одній поверхні профілю крила, так і по другій поверхні, й одночасно міряючи переміщення профілю крила в будьяких двох зазначених точках перетину, при цьому, вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до конструкції навантажуючої сили, або в площині, паралельній зазначеній площині, переміщення навантажуючої сили уздовж профілю конструкції здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеній конструкції, а положення точки контакту силозбуджувача з однією з поверхонь крила при цьому вважають однією з точок на поверхні профілю крила, що належить 97103 6 прямій, яка проходить через точку на осі жорсткості досліджуваної конструкції у перетині конструкції, в якому проводять додавання до конструкції навантажуючої сили і вимір лінійних переміщень, причому вимір лінійних переміщень здійснюють переважно у точках на верхній та нижній поверхнях профілю крила, що знаходяться в районі носка та хвостовика зазначеного профілю крила. Порівняльний аналіз технічного рішення, яке заявляється, із прототипом, показує, що пристрій для визначення осі жорсткості крила літального апарата відрізняється тим, що він оснащений додатковим індикатором лінійних переміщень, кронштейнами для кріплення зазначених індикаторів лінійних переміщень, додатковими силовими опорами, опорними площадками та системою пневматиків, закріпленими на зазначених силових опорах, при цьому силова рама додатково оснащена вузлами фіксації, закріпленими на торцевих поверхнях зазначеної силової рами, гідронасосом, перемикачами, манометрами та трубопроводами, силові опори додатково оснащені гідроциліндрами, з'єднаними з опорними площадками, індикатори лінійних переміщень встановлені на силовій рамі з обох боків від силозбуджувача в одній з ним площині, а наконечник силозбуджувача виконаний у вигляді пружного елемента, установленого з можливістю котіння, причому індикатори лінійних переміщень встановлені в точках профілю крила, які є найбільш віддаленими від теоретично знайденої осі жорсткості зазначеного крила, силозбуджувач та гідроциліндри, що з'єднані з опорними площадками силових опор, з'єднані з гідронасосом за допомогою трубопроводів, а манометри і перемикачі встановлені в магістралях нагнітання між гідронасосом і виконавчими елементами гідравлічної системи. Суть винаходу пояснюється за допомогою ілюстрацій, де на Фіг. 1-3 подані схеми поетапного здійснення способу визначення осі жорсткості крила літального апарата при прикладанні навантажуючої сили до нижньої поверхні крила літального апарата, на Фіг. 4-6 подані схеми поетапного здійснення способу визначення осі жорсткості крила літального апарата при прикладанні навантажуючої сили до верхньої поверхні крила літального апарата, на Фіг. 7 подана схема проведення досліджень щодо визначення осі жорсткості крила літального апарата у перетинах по розмаху крила, на Фіг. 8 подана конструктивно-компонувальна схема пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, в підготовчому положенні, на Фіг. 9 показаний зовнішній вигляд індикатора лінійних переміщень, який застосовується (як варіант конструктивного виконання), на Фіг. 10 подана конструктивнокомпонувальна схема силозбуджувача (без наконечника), на Фіг. 11 подана конструктивнокомпонувальна схема кронштейна (як варіант конструктивного виконання), на Фіг. 12 подана схема розміщення вузла фіксації на силовій рамі, на Фіг. 13 подана схема розміщення кронштейна з індикатором лінійних переміщень на силовій рамі, на Фіг. 14 подана конструктивно-компонувальна схема пристрою для визначення осі жорсткості 7 крила літального апарата, який заявляється, в робочому положенні, на Фіг. 15 показана схема розташування отворів та фіксаторів на силовій рамі, на Фіг. 16 показана схема розташування індикаторів лінійних переміщень на кронштейнах, на Фіг. 17 показана схема розташування силової платформи на силовій рамі, на Фіг. 18 показана схема розміщення вузлів фіксації на силовій платформі, на Фіг. 19 показана схема розташування силової платформи із встановленим на ній силозбуджувачем на силовій рамі пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, на Фіг. 20-21 показані схеми розміщення виконавчих пристроїв на силовій рамі пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, на Фіг. 22 поданий зовнішній вигляд літального апарата типу Л-39, на якому застосовується пристрій для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, на Фіг. 23 подана схема фіксації кронштейна з індикатором лінійних переміщень до силової рами, на Фіг. 24 подана схема розміщення пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, відносно крила літального апарата типу Л-39 (на виді збоку), на Фіг. 25 подана схема розміщення пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, відносно крила літального апарата типу Л-39 (на виді зверху), на Фіг. 26 подана схема розміщення пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, відносно крила літального апарата типу МіГ-29 (на виді 3 4 спереду зверху зліва), на Фіг. 27 подана схема розміщення індикаторів лінійних переміщень та наконечника силозбуджувача відносно нижньої поверхні крила літального апарата, на Фіг. 28 подана схема розміщення пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, відносно крила учбовотренувального літака типу Л-39 (на виді 3 4 спереду зверху зліва) в процесі пересування пристрою відносно розмаху крила, на Фіг. 29 подана схема визначення центрів жорсткості по перетинах уздовж розмаху крила, на Фіг. 30 подана конструктивно-компонувальна схема пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, в робочому положенні при прикладанні навантажуючої сили до верхньої поверхні крила літального апарата, на Фіг. 31 подана конструктивно-компонувальна схема пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, в робочому положенні при прикладанні навантажуючої сили до верхньої поверхні крила літального апарата типу Л-39 (на виді 3 спереду зверху зліва), на Фіг. 32 подана конс4 труктивно-компонувальна схема пристрою для визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється, в робочому положенні при прикладанні навантажуючої сили до верхньої поверхні крила літального апарата типу Л-39 (на виді збоку), на Фіг. 33 подана схема розміщення індикаторів лінійних переміщень та наконечника силозбуджувача відносно верхньої поверхні крила лі 97103 8 тального апарата, на Фіг. 34-35 подана схема визначення центрів жорсткості по перетинах уздовж розмаху крила та осі жорсткості. Спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата та пристрій для його здійснення застосовується наступним чином. Спосіб визначення осі жорсткості крила літального апарата здійснюють таким чином. До досліджуваного об'єкта, наприклад, до крила (позиція «К», див. Фіг. 1-6), у деякому його поперечному перетині W (див. Фіг. 7, де показані перетини W1, W2 та Wi) прикладають навантажуючу силу Р в напрямку осі Y, при цьому первісно (як варіант технологічного процесу, що являє суть способу визначення осі жорсткості крила літального апарата, який заявляється) навантажуючу силу Р прикладають до нижньої поверхні крила (позиція «К») (наприклад, в перетині W1). Під дією сили Р перетин (профіль крила) переміщується (вверх, згідно зі схемою, що показана на Фіг. 1) і займає положення, яке показане на кресленнях (Фіг. 1) суцільною лінією. У будь-яких двох точках досліджуваного перетину, що лежать на одній прямій, яка є паралельною лінії дії навантажуючої сили Р, наприклад у точках А і В, вимірюють величини n1 та n2 лінійних переміщень (  А і  В) і порівнюють їх. Наприклад, прикладання навантажуючої сили Р у деякій точці (наприклад, у точці Сі) надало переміщення точок А і В з величинами n1>n2 (n1  n  n2) лінійних переміщень (  А і  В) (див. Фіг. 1). Далі силу Р прикладають в іншій точці цього ж перетину W1 крила (позиція «К»), вимірюють розміри n1 та n2 лінійних переміщень  і порівнюють їх (див. Фіг. 2-3). Якщо при цьому величина різниці  А -  В збільшується (n1  n2), то силу Р прикладають у точці, що лежить по інший бік від точки Сі (див. Фіг. 1), наприклад, справа згідно зі схемою на Фіг. 1. При цьому різниця  А -  В буде зменшуватися. Навантажуючу силу Р безупинно переміщають уздовж контуру досліджуваного перетину (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  А =  В (див. Фіг. 2). У цьому випадку відбудеться чистий вигин конструкції (позиція «К»), що характеризується тим, що при додаванні навантаження до точки, що знаходиться на осі жорсткості, усі точки цього перетину конструкції, наприклад, крила (позиція «К») перемістяться на однакову величину n (де n1=n2, див. Фіг. 2). Точка Сі додавання навантажуючої сили Р при виконанні рівності  А =  В і є абсцисою Хо центру жорсткості досліджуваного перетину. Для визначення ординати центру жорсткості навантажуючу силу Р прикладають до перетину у напрямку, перпендикулярному виконаному. При переході навантажуючої сили Р за центр жорсткості Хо досліджуваного перетину (W1) (див. Фіг. 3 та Фіг. 7) лінійні переміщення n1 та n2 будуть змінюватися і будуть становити n1n2 (n1  n  n2) (див. Фіг. 1 та Фіг. 14). При цьому величина n лінійних переміщень точки "О" (до положення «О'») не буде дорівнювати величинам n1 і n2 лінійних переміщень точок А і В (див. Фіг. 1 та Фіг. 14). Якщо при цьому величина різниці  А-  В збільшується, то силу Р прикладають у точці сj, що лежить по інший бік від точки "О" (див. Фіг. 3). При цьому різниця лінійних переміщень  А-  В буде зменшуватися (n1