Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака

Реферат: Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, при якому збуджують поперечні коливання елемента стержневого типу, визначають частоту власних коливань цієї конструкції, а про наявність ушкодження судять по неузгодженості еталонної, заміряної на свідомо неушкодженій аналогічній конструкції, і фактичної частоти, заміряної на літаку, що контролюється, причому елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування літака жорсткого типу, зазначену проводку системи керування літака жорстко фіксують зі сторони ручки керування літака, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літака збуджують через рульову поверхню з прикладанням навантаження імпульсного типу на вільному кінці останньої. UA 110394 U (12) UA 110394 U UA 110394 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема до способів діагностики технічного стану літальних апаратів, а саме до способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, і може бути використана для технічної діагностики жорсткої проводки системи керування літака, переважно безбустерного виконання. Проводка керування літаком - це система конструктивних елементів (труб, качалок і так далі), що передають зусилля і переміщення від важелів управління до рулів управління. По виду напруг, що виникають у проводці керування літаком, зазначені системи керування літаком розрізняються: жорстка проводка, що працює на розтягування і стиснення (тяги); гнучка (м'яка) проводка, що працює тільки на розтягання; обертальна проводка, що працює тільки на крутіння, і змішана проводка, що включає елементи різних типів проводки. Жорстка проводка керування, в основному складається з тонкостінних труб круглого перерізу - тяг, які шарнірно підвішені на важелях-гойдалках. Тяги можуть бути із змінною або фіксованою довжиною. У тяг із змінною довжиною один або обидва наконечники виконано регульованими. Для підвищення надійності жорстку проводку керування іноді дублюють у вигляді рознесених по різних бортах гілок. В жорсткій проводці керування можуть встановлюватися компенсатори лінійних деформацій конструкції літака. Гнучка проводка керування літака складається з прямої і зворотної гілок. У ній зазвичай використовуються особливо гнучкі троси, але можуть застосовуватися також металеві стрічки і дріт. Кінці тросів закладаються в наконечники. З'єднання двох сполучених кінців тросів і натяг проводки забезпечується тандерами. Для зміни напрямку тросової проводки керування служать встановлювані на кронштейнах ролики з обмежувачами, що запобігають сходу тросів з роликів. Сталість натягу тросової проводки керування при температурних змінах навколишнього середовища забезпечується регуляторами натягу. Для підвищення надійності вітки тросової проводки керування можуть дублюватися. Компенсація лінійних деформацій забезпечується шліцьовими сполуками. До складу гнучкої проводки керування можуть входити механізми імітації аеродинамічних навантажень, виконавчі механізми систем поліпшення характеристик стійкості і керованості та інші. На літаках з герметичними кабінами з метою зниження втрат тиску в місцях проходу проводки керування через герметичні перегородки встановлюються гермовиводи. Відомий спосіб визначення технічного стану конструкції літального апарата, при якому збуджують власні коливання конструкції і по зміні частоти власних коливань, стосовно еталонної, отриманої на завідомо справній конструкції, визначають наявність ушкоджень [1]. Недоліком відомого способу є те, що можливе збудження тільки вигинаючих коливань у напрямку, перпендикулярному площині контрольованої конструкції. У цьому випадку відбувається циклічне навантаження з почерговим "розтягуванням-стиском" поверхонь конструкції, що не може дати повної інформації про технічний стан конструкції, яка випробовується. Найбільш близьким технічним рішенням як за суттю, так і за задачею, що вирішується, яке обрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб визначення технічного стану конструкції літака, при якому збуджують власні коливання конструкції і по зміні частоти власних/авторезонансних коливань, стосовно еталонної, отриманої на завідомо справній конструкції, визначають наявність ушкоджень [2]. Недоліком відомого способу, обраного за найближчий аналог (прототип), є те, що коливання елементів стрижневого типу, наприклад, тяг жорсткої проводки системи керування, здійснюється тільки в поперечному напрямку, перпендикулярному осі стрижня (тяги). Практика експлуатації літаків показує, що для визначення (відшукання) ушкоджень у конструктивних елементах систем керування, що знаходяться у важкодоступних місцях, зокрема, у тягах і качалках, їх необхідно демонтувати, розібравши проводку керування, на що витрачається дуже багато часу. В основу корисної моделі поставлено задачу шляхом збудження коливання всієї жорсткої проводки системи керування літака через рульову поверхню з прикладанням навантаження імпульсного типу на вільному кінці останньої з частотою власних/авторезонансних, забезпечити зменшення часу виявлення ушкоджень у конструктивних елементах зазначеної жорсткої проводки системи керування літака. Суть корисної моделі в способі визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, при якому збуджують поперечні коливання елемента стержневого типу, визначають частоту власних коливань цієї конструкції, а про наявність ушкодження судять по неузгодженості еталонної, заміряної на свідомо неушкодженій аналогічній конструкції, і фактичної частоти, заміряної на літаку, що контролюється, полягає в тому, що елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування літака жорсткого типу, зазначену 1 UA 110394 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 проводку системи керування літака жорстко фіксують зі сторони ручки керування літака, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літака збуджують через рульову поверхню з прикладанням навантаження імпульсного типу на вільному кінці останньої. Суть корисної моделі полягає і в тому, що навантаження імпульсного типу збуджують у вигляді власних/авторезонансних коливань. Рішення поставленої задачі дійсно можливо тому, що з однієї сторони проводку керування можна легко зафіксувати з одного боку, наприклад, жорсткою фіксацією ручки керування літака, а другий, вільний кінець системи керування, зв'язаний з рульовою поверхнею, можна навантажити гармонічною збуджуючою силою, наприклад, за допомогою електромагнітного вібратора, що має позитивний зворотний зв'язок з датчиком коливань (навантаження імпульсного типу збуджують у вигляді власних/авторезонансних коливань). Для виключення впливу власних/авторезонансних коливань самої рульової поверхні, що має жорсткість на вигин менше чи рівну жорсткості системи керування на розтягання-стиск, на кермову поверхню встановлюється хомут, внутрішньою частиною співпадаючий з профілем рульової поверхні, в багато разів переважаючий жорсткість рульової поверхні і проводки системи керування. Маса хомута буде входити в масу динамічної системи і при незмінності граничних умов не буде впливати на вірогідність показань частоти власних/авторезонансних коливань. Визначення наявності ушкоджень (типу тріщин) відбувається також, як і в прототипі, по неузгодженості еталонної частоти (заміряної на завідомо неушкодженій системі) і фактичної частоти власних (авторезонансних) коливань системи керування літака в цілому. Контроль усієї системи керування літака в цілому, а не окремих конструктивних елементів, дозволить істотно зменшити час її діагностування на наявність ушкоджень/тріщин. Суть способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, що заявляється, пояснюється за допомогою ілюстрацій, де на фіг. 1 показана схема розміщення на літаку обладнання, за допомогою якого реалізується спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, що заявляється, на фіг. 2 показано схему розміщення силопередавальної пластини "хомута" і електромагнітів системи збудження власних/авторезонансних коливань. Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, що заявляється, реалізований наступним чином (з використанням обладнання, яке аналогічне указаному в [3], [4] і показано схематично на фіг. 1). По-перше жорстко фіксують, наприклад, ручку 1 керування літаком (позиція "ЛА") і зв'язану з нею одним кінцем проводку керування безбустерного типу, що містить тяги 2 і качалки 3. На рульову поверхню 4, зв'язану з вільним кінцем системи керування, встановлюють "хомут" 5 (у вигляді силопередавальної пластини), що має жорсткість, у багато разів перевищуючу жорсткість системи керування в цілому на розтягання і жорсткість на вигин рульової поверхні 4. Система 6 збудження власних/авторезонансних коливань, наприклад, аналогічна за [3] і [4], містить (див. схему на фіг. 1) електромагніти 7, зв'язані з виходом підсилювача низької частоти 8, вхід якого зв'язаний з виходом індукційного датчика 9, що має магнітний зв'язок з постійним магнітом 10, закріпленим на "хомуті" 5. Підсилювач низької частоти 8 зв'язано із джерелом струму 11 і електронно-рахунковим частотоміром 12, а вихід електронно-рахункового частотоміру 12 з'єднано із записуючою апаратурою 13. Силопередавльна пластина "хомута" 5 встановлюються так, щоб вона знаходилася в щілині між електромагнітами 7 системи 6 збудження власних/авторезонансних коливань на однакових відстанях δ від електромагнітів 7 (див. схему на фіг. 2). При підключенні живлення від джерела 11 до підсилювача 8, сигнал з датчика 9 у вигляді електричної рушійної сили індукції попадає на вхід підсилювача низької частоти 8 і з нього, вже посилений, подається на обмотки електромагніта 7 (наприклад, верхнього "позиція "В"" за схемою на фіг. 1). Впливаючи магнітною силою на феромагнітну пластину "хомута" 5, електромагніт 7 буде сприяти переміщенню ω "хомута" 5 і зв'язаної з останнім рульової поверхні 4 у бік дії збуджуючої сили F (наприклад, униз за схемою на фіг. 1 та фіг. 2). Досягши рівноважного положення, коли сили пружності проводки керування будуть дорівнювати силі F дії електромагніта 7, переміщення припиниться, і сигнал на датчику переміщення 9 стане рівним "нулю". Під дією сил пружності система почне рух у зворотну сторону, а на датчику 9 виробиться сигнал, зворотній за знаком. Цей сигнал сприйметься підсилювачем 8 низької частоти і посилений, подається на інший електромагніт 7 (нижній за схемою - позиція "Н"), який впливаючи силою F на феромагнітну пластину "хомута" 5, буде сприяти його переміщенню, а разом з ним і переміщенню рульової поверхні 4 у зворотний, відносно першого півперіоду коливань, бік (див. схему на фіг. 2). 2 UA 110394 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Таким чином виникають незатухаючі механічні авторезонансні коливання системи керування і зв'язаної з нею рульової поверхні 4 літака. Заміряється (наприклад, за допомогою електронно-рахункового частотоміра 12) частота власних/авторезонансних коливань проводки системи керування, і порівнюється з частотою власних/авторезонансних коливань проводки системи керування цієї ж системи, але отриманої при умовах, коли всі елементи системи було перевірено (кожний з елементів - тяги і качалки) на відсутність ушкоджень чи тріщин перед установкою на літак. Різка відмінність між заміряними еталонною частотою (заміряною на завідомо неушкодженій системі) і фактичною частотами власних/авторезонансних коливань дасть інформацію про наявність ушкодження/тріщини в проводці керування. Дані щодо фактичних частот власних/авторезонансних коливань проводки системи керування фіксуються записуючою апаратурою 13. Використання способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака (що заявляється) дозволить у багато разів зменшити час діагностування всієї проводки керування в цілому. Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака (що заявляється) може бути реалізований як на літаках, де відсутнє бустерне керування рульовими поверхнями (наприклад, стабілізатором, кермом напрямку, елероном - на літаках типу Як-50, Як-52), так і на літаках, де бустерне керування застосовується (на літаках типу Л-29, Л-39 та на інших). В другому випадку контроль ведеться з обох напрямків відносно бустера - збуджуючи власні/авторезонансні коливання системи через ручку 1 керування літаком (до бустера), і збуджуючи коливання рульової поверхні 4, для дослідження ділянки проводки "рульова поверхня - бустер". Використання способу найбільш ефективно для літаків у зв'язку з особливою важливістю вирішення проблеми забезпечення безпеки польоту. Використання способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, що заявляється, забезпечує, у порівнянні з існуючими [1-4], наступні переваги: значне скорочення часу контролю на діагноз технічного стану проводки керування "справний - несправний"; простота здійснення способу контролю при нескладному використовуваному устаткуванні; надійне виявлення наявності ушкоджень у системі. Підвищення ефективності способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака у порівнянні з прототипом досягається за рахунок збудження авторезонансних коливань жорсткої проводки системи керування літака, коли заміряється частота власних (авторезонансних) коливань жорсткої проводки системи керування літака, і де на підставі зменшення частоти коливань (відповідно до частоти, заміряної на свідомо неушкодженій системі) робиться висновок про появу ушкодження (типу тріщини) в конструктивних елементах жорсткої проводки системи керування літака - в тягах чи качалках. Джерела інформації: 1. А.С. СРСР № 733443 від 1980 p., МПК 7 G 01 М 7/00 - аналог. 2. А.С. СРСР № 1261437 від 1986 p., МПК 7 G 01 М 7/00 - прототип. 3. A.C. CPCP № 733443 від 1980 р., МПК 7 G 01 М 7/00. 4. A.C. CPCP № 1598641. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 1. Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літака, при якому збуджують поперечні коливання елемента стержневого типу, визначають частоту власних коливань цієї конструкції, а про наявність ушкодження судять по неузгодженості еталонної, заміряної на свідомо неушкодженій аналогічній конструкції, і фактичної частоти, заміряної на літаку, що контролюється, який відрізняється тим, що елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування літака жорсткого типу, зазначену проводку системи керування літака жорстко фіксують зі сторони ручки керування літака, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літака збуджують через рульову поверхню з прикладанням навантаження імпульсного типу на вільному кінці останньої. 2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що навантаження імпульсного типу збуджують у вигляді власних/авторезонансних коливань. 3 UA 110394 U Комп’ютерна верстка Л. Литвиненко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4