Спосіб діагностики зовнішнього обводу літального апарата на основі температурного поля площини літального апарата в польоті

Реферат: Спосіб діагностики зовнішнього обводу літального апарата на основі температурного поля площини літального апарата в польоті, за допомогою якого здійснюють у польоті моніторинг технічного стану зовнішнього обводу літального апарата у реальному часі; визначають момент часу, ступінь і місце виникнення пошкодження. Для його реалізації застосовують теорію теплового поля. Будують діагностичні матриці вагових коефіцієнтів зовнішніх обводів літального апарата у вертикальній площині і перпендикулярній їй горизонтальній площині. UA 73709 U (12) UA 73709 U UA 73709 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Спосіб належить до галузі авіаційного приладобудування, бортових інформаційновимірювальних систем, а саме до способів діагностики стану зовнішнього обводу літального апарата у польоті і може бути використаний для визначення місця, часу і ступеня пошкодження поверхні зовнішнього обводу літального апарата у польоті у реальному часі при зіткненні з зовнішніми механічними, біологічними, електромеханічними та електричними деградуючими факторами, і зокрема, на зльоті і при здійсненні посадки літального апарата. Відомий спосіб визначення пошкоджень у матеріалах, який полягає у нанесенні на площину, шару спеціального покриття. Покриття містить непрозорі капсули з барвником всередині капсул, які призначені для розриву, якщо тиск на матеріал більше допустимого і виникає пошкодження. При розриві капсули барвник виходить із капсул і стає видимим (Патент Великої Британії GB 2194062А "Detection of damage in materials"). Недоліком такого способу є те, що момент, місце і ступінь пошкодження можливо визначити тільки візуально і в переважній більшості випадків - тільки після посадки літального апарата. Крім того, момент виникнення пошкоджень точно визначити неможливо. Також, спеціальне покриття потрібно наносити таким чином, щоб не погіршити аеродинамічні характеристики літального апарата. Більш практичним є спосіб визначення пошкоджень зовнішніх обводів літального апарата за допомогою ємнісного датчика для виявлення пошкоджень у матеріалах. Система, що реалізує даний спосіб для виявлення структурних пошкоджень, включає в себе джерело напруги і принаймні один конденсатор, виконаний у вигляді шару, інтегрованого в матеріал. Система також включає в себе принаймні один датчик, який реагує на зміну напруги/ємності конденсатора і пов'язаний з конденсатором контролером. Контролер, пов'язаний з датчиком, виявляє пошкодження структури на основі відхилення напруги/ємності конденсатора від референсного значення. Спосіб виявлення пошкоджень реалізується за допомогою великої кількості конденсаторів, що пов'язані зі структурним матеріалом і контролером. Зміни ємності конденсаторів детектуються за допомогою контролера, який обчислює зміну напруги конденсаторів, виводить дані на систему відображення інформації, якщо відбувається зміна напруги. Структура може бути інтегрована в обшивку космічного корабля або літака (Патент Великої Британії GB 2435519А "Capacitive sensor for sensing structural damage"). Недоліками даного способу є: складність виготовлення, монтажу і обслуговування системи. Неможливо здійснити заміну одного конденсатора з групи при виході його із ладу. Потрібно міняти всю групу конденсаторів. Крім того, у разі пошкодження електричного ланцюга можуть виникнути короткі замикання та іскри. В основу запропонованого способу діагностики зовнішнього обводу літального апарата поставлена задача організації вимірювання (моніторингу) у разі виникнення раптового пошкодження зміни температури в центрі кожної комірки спеціально розроблених матриць за допомогою спеціальних термодатчиків, застосувавши положення теорії теплового поля. Задача вирішується тим, що у способі діагностики зовнішнього обводу літального апарата, який дозволяє здійснювати у польоті моніторинг технічного стану зовнішнього обводу літального апарата у реальному часі; визначати момент часу, ступінь і місце виникнення пошкодження, згідно з корисною моделлю, для його реалізації застосовують теорію теплового поля, будують діагностичні матриці вагових коефіцієнтів зовнішніх обводів літального апарата у вертикальній площині і перпендикулярній їй горизонтальній площині, причому площу комірки матриці вертикальної площини вибирають меншою, але кратною до площі комірки матриці, розробленої для горизонтальної площини, та відповідно до побудованих матриць розміщують на площині зовнішнього обводу літального апарата спеціально розроблені вимірювачі температурногополя - термодатчики, що не порушують повітряний потік уздовж літального апарата, і таким чином організовують моніторинг температури у реальному часі у кожній комірці розроблених матриць. Зростання температури обшивки літального апарата у результаті аеродинамічного нагріву викликано в'язкістю повітря, оточуючого літальний апарат, а також його стисненням на лобових поверхнях. Внаслідок втрати швидкості частинками повітря в примежовому шарі в результаті в'язкісного тертя відбувається підвищення температури всієї обтічної поверхні літального апарата. В результаті стискання повітря температура зростає, проте, лише локально (для літака - головним чином на носовій частині фюзеляжу, лобовому склі кабіни екіпажу, а особливо - на передніх кромках крила й оперення). У цьому випадку в деяких місцях відбувається майже пряме зіткнення потоку повітря з поверхнею і повне динамічне гальмування. Відповідно до принципу збереження енергії вся кінетична енергія потоку при цьому перетворюється на теплову і в енергію тиску. Відповідне підвищення температури прямо пропорційно квадрату швидкості потоку до гальмування (або без урахування вітру - квадрату швидкості літального 1 UA 73709 U 5 10 апарата) і обернено пропорційно висоті польоту. Нагрів зовнішніх обводів літального апарата у польоті відбувається головним чином по двом причинам: від аеродинамічного гальмування повітряного потоку і від тепловиділення силової установки. Обидва ці явища складають процес взаємодії між середовищем (повітрям та вихлопними газами) та обтічним твердим тілом (планер, двигун). Методика визначення степеня пошкодження зовнішнього обводу літального апарата базується на використанні теорії теплового поля. Теплове поле характеризують просторовим розподілом температури й щільності потоку теплової потужності. Рівняння теплового поля в диференціальній формі мають вигляд: U , (1) t T  k  gradT , (2) div T  Q  U (CT ) T , (3)   C t t t де  T - щільність потоку теплової потужності; Q - об'ємна щільність потужності сторонніх 15 20 джерел тепла; U - об'ємна щільність внутрішньої теплової енергії речовини; k теплопровідність речовини; T - температура; C - питома теплоємність речовини. Вираз (1) є фундаментальним рівнянням теплового поля; (2) - рівняння, що описує теплопровідні властивості речовини; (3) - рівняння, що описує динамічні теплові властивості речовини. Підставляють (2) і (3) в (1), одержують рівняння теплопровідності відносно поля температур: C T  div(k  gradT)  Q . (4) t За допомогою даного рівняння описують динамічний режим теплового поля. У статичному режимі T  0 , тому рівняння теплопровідності набуває наступного вигляд: t div(k  gradT)  Q . (5) 25 30 При русі літального апарата в атмосфері частки газу, що примикають до стінки, зокрема - до зовнішнього обводу літального апарата, захоплюються стінкою або, що одне і те ж, при обтіканні апарата через тертя гальмуються у стінки. Процес гальмування супроводжується виділенням теплоти за рахунок дисипації кінетичної енергії потоку. Якщо швидкість польоту досить висока, то поблизу стінки утворюється шар газу з високою температурою, що нагріває поверхню апарата. Температура газу може досягати значень, близьких до значень температури гальмування:  k  1 2  , (6) T  TH 1 M  2   де TH - температура набігаючого потоку, k - відношення теплоємностей (для повітря k  14 ), M - число Маха. , 35 40 45 Нагрів стінки цілком визначається процесами, що протікають в тонкому пристінному шарі, який називається примежовим шаром. При появі раптових пошкоджень зовнішніх обводів літального апарата в залежності від степеня ураження зростає коефіцієнт опору пошкодженої ділянки поверхні зовнішнього обводу, що у свою чергу призводить до збільшення локального аеродинамічного гальмування повітряного потоку, а отже й до зміни температури обшивки літального апарата у місці виникнення пошкодження на величину t відносно непошкоджених ділянок. Для оцінки моменту, місця і степеня пошкодження зовнішнього обводу літального апарата у польоті будують діагностичні матриці вагових коефіцієнтів площі поверхні зовнішніх обводів літального апарата у горизонтальній та вертикальній площинах та організовують моніторинг за допомогою спеціально розроблених термодатчиків зміни місцевих коефіцієнтів опору, і відповідно температури, у кожній комірці матриці S ij . При виникненні нерівностей поверхні зовнішнього обводу змінюється значення коефіцієнта сили лобового опору, тобто приріст опору C xп літального апарата збільшується на: С х п   aijc x ijФ(М)F(H)Sij x hn2 , (7) x i 50 j де С х п - зміна значення коефіцієнта сили лобового опору, a ij - емпіричний коефіцієнт, c x ij - коефіцієнт опору окремої комірки матриці крила, Ф(М), F(H) - функції, які відображають вплив 2 UA 73709 U швидкості і висоти польоту, S ij - відповідний ваговий коефіцієнт, і та j - адреси комірок матриці, у яких було зареєстроване пошкодження, x k - координата характерного параметру нерівності, h - максимальна висота нерівності, n 2 ,  - показники степені. 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Алгоритм побудови діагностичних матриць складається з декількох етапів. На першому етапі розробляють матрицю у вертикальній площині літального апарата (фіг. 1) і перпендикулярно їй розробляють матрицю у горизонтальній площині (фіг. 2), причому площу комірки матриці вертикальної площини вибирають меншою, але кратною до площі комірки матриці, розробленої для горизонтальної площини. Вертикальну і перпендикулярну їй горизонтальну площини зовнішніх обводів розміщують у прямокутники, які розбивають на однакові за площею комірки в межах однієї площини. Площу комірки матриці вертикальної площини зазвичай вибирають меншою, але кратною до площі комірки матриці горизонтальної площини. Це пов'язано з тим, що більшість зіткнень літального апарата зі сторонніми формуваннями у польоті припадає на вертикальну площину літального апарата (для літака - на носову частину фюзеляжу та на передню кромку крила й оперення). При цьому кількість комірок матриць залежить від розміру зовнішніх обводів літального апарата та особливостей його конструкції. Тому для кожного типу літального апарата доцільно розробити індивідуальні діагностичні матриці. На другому етапі проводять розрахунок загальної площі S 0 та окремої площі кожної комірки, зайнятої поверхнею зовнішнього обводу S ij . Причому враховують як повністю зайняті комірки, так і частково заповнені. Елементи створюваних матриць приймають вагові коефіцієнти, які розраховують за відношенням: Sij  Sij / S0 . (8) Коміркам, які не зайняті поверхнею зовнішнього обводу, присвоюють значення "0". Для більш якісного визначення ушкодженої площі зовнішнього обводу ваговим коефіцієнтам задають індивідуальні значення: p Sij  Sij  lij , (9) де lij - безрозмірна величина, яка дорівнює відстані від центру мас літального апарата до центру відповідної комірки. Відповідно до отриманих матриць, в комірках розміщують спеціально розроблені термодатчики - термопари. Таким чином, організувавши вимірювання зміни температури в кожній окремій комірці розроблених матриць, вирішують задачу виявлення моменту і місця пошкодженої області, а також ступінь цього пошкодження, що дозволить здійснити точну оцінку технічного стану зовнішнього обводу літального апарата у польоті. При цьому вимоги до термодатчиків повинні бути наступними: термодатчики повинні мати якомога меншу вагу і розміри, високу чутливість до зміни температури, а також не повинні порушувати повітряний потік вздовж літального апарата. Розглянемо розміщення спеціально розроблених термодатчиків "обшивка-заклепка" згідно з матрицею крила літака Ан-148. Згідно з технічною документацією, розмах крила має довжину 2 28,91 м, площа крила 87,32 м . Відстань між швами заклепок - 60 мм, відстань між сусідніми заклепками у шві - 30 мм. Доцільними комірками матриці можуть бути: 1. 60×60 мм матриця у горизонтальній площині і 30×60 мм матриця у вертикальній площині. 2. 120×120 мм матриця у горизонтальній площині і 60×120 мм матриця у вертикальній площині Таким чином, за допомогою запропонованого способу діагностики зовнішнього обводу літального апарата у польоті на основі температурного поля можна діагностувати наступні види пошкоджень зовнішнього обводу: шорсткість і різноманітні виступи, незначні погнутості, вм'ятини, вм'ятини з розривами, розриви, пробої. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ Спосіб діагностики зовнішнього обводу літального апарата на основі температурного поля площини літального апарата в польоті, за допомогою якого здійснюють у польоті моніторинг технічного стану зовнішнього обводу літального апарата у реальному часі; визначають момент часу, ступінь і місце виникнення пошкодження, який відрізняється тим, що для його реалізації застосовують теорію теплового поля, будують діагностичні матриці вагових коефіцієнтів зовнішніх обводів літального апарата у вертикальній площині і перпендикулярній їй 3 UA 73709 U 5 горизонтальній площині, причому площу комірки матриці вертикальної площини вибирають меншою, але кратною до площі комірки матриці, розробленої для горизонтальної площини, та відповідно до побудованих матриць розміщують на площині зовнішнього обводу літального апарата спеціально розроблені вимірювачі температурного поля - термодатчики, що не порушують повітряний потік уздовж літального апарата, і таким чином організовують моніторинг температури у реальному часі у кожній комірці розроблених матриць. Комп’ютерна верстка В. Мацело 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 4