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 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, 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 другої. Вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до крила навантажуючої сили, або в площинах, паралельних зазначеній площині. Переміщення навантажуючої сили уздовж профілю крила здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеному крилі. 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. UA 109226 U (12) UA 109226 U UA 109226 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 втомленісних пошкоджень) при проведенні поверхневого ремонту конструкцій. Можливі деформації несучих поверхонь, наприклад крила, кіля або горизонтального оперення, можуть призвести до погіршення льотнотехнічних характеристик літака. Відомий спосіб дослідження пружних/жорсткістних 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 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 літака [2]. До недоліків відомого способу визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій, який вибрано за найближчий аналог (прототип), належить 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 завідомо 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 завідомо 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 перетину, що лежать на максимальній віддаленості одна від другої. Суть корисної моделі полягає і в тому, що вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до крила навантажуючої сили, або в площинах 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 1 UA 109226 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 профілю зазначеного крила, відповідно до умов прикладання навантажуючої сили, а 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 завідомо 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 у даному перерізі; 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 другої (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" вигін 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 другої, 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 завідомо 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" 2 UA 109226 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 практично неможливе, а заповнити до деякої величини, яку можна точно визначити по покажчику палива, не представляє труднощів в умовах експлуатації, включаючи бойові дії). Порівняльний аналіз технічного рішення з прототипом дозволяє зробити висновок, що спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється), відрізняється тим, 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 другої, вимір лінійних переміщень здійснюють або в площині додавання до крила навантажуючої сили, або в площинах, паралельних зазначеній площині, переміщення навантажуючої сили уздовж профілю крила здійснюють до встановлення рівності між переміщеннями, які вимірюються, у цих двох точках на зазначеному крилі, 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 різі, в якому проводять додавання до крила навантажуючої сили і вимір лінійних переміщень, 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 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 вимірі лінійних переміщень на завідомо неушкодженому крилі цього літака. Таким чином, спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється), відповідає критерію корисної моделі "новизна". Спосіб визначення характеристик жорсткості крила літака неруйнівним методом в умовах експлуатації та ведення бойових дій (що заявляється) здійснюють таким чином. До досліджуваного крила літака (будь-якого типу), у деякому його поперечному перерізі прикладають навантажуючу силу в напрямку осі (та в площині, що проходить по точках, у яких будуть вимірюватися лінійні переміщення крила під дією навантажуючої сили), наприклад, за перший переріз вибирають переріз у безпосередній близькості до закінцівки крила, а переміщення навантажуючої сили здійснюють від носка крила до хвостовика профілю крила - як варіант технологічного процесу. Навантажуючи силу прикладають до крила літака двома способами: - до нижньої поверхні крила; - до верхньої поверхні крила. За першим варіантом прикладання навантажуючої сили до нижньої поверхні крила, зазначену навантажуючу силу прикладають до нижньої поверхні крила в перерізі, який паралельний поздовжній осі літака. Під дією сили переріз (профіль крила) переміщується вверх і займає положення з вигином за кінцівки крила (і крила в цілому) вверх. У будь-яких двох точках досліджуваного перерізу, що лежать на одній прямій (і розташовані на максимальній відстані одна від другої, наприклад, на носку і на хвостовику профілю крила), яка є паралельною лінії дії навантажуючої сили, вимірюють величини n1 та n2 лінійних переміщень у заданих точках (відповідно, в точці на носку і в точці на хвостовику профілю крила) і порівнюють їх. Наприклад, прикладання навантажуючої сили у цих точках надало переміщення зазначених вище точок з величинами n1>n2 (n1nn2) лінійних переміщень. Далі шліхом безперервного переміщення навантажуючої сили в площині, в якій розташовані зазначені вище точки на носку і на хвостовику профілю крила, зазначену навантажуючи силу прикладають в іншій точці цього ж перерізу крила (на іншій відстані від попередньої точки відносно точки на носку крила). У даний момент вимірюють поточні величини n1 та n2 лінійних переміщень і порівнюють їх. Якщо при цьому величина різниці між величиною n1 і величиною n2 збільшується (n1>>n2), то навантажуючу силу прикладають у точці, що лежить по інший бік від точки попереднього виміру переміщень, наприклад на відстані, що більша за попередню відносно точки, з якої почали здійснювати вимір переміщень. При цьому різниця n1 і n2 буде зменшуватися. Навантажуючу силу безупинно переміщують уздовж контуру досліджуваного перерізу без зміни напрямку дії сили, міряючи переміщення в точках, відповідно, на носку крила і на хвостовику профілю крила доти, поки лінійні переміщення n1 та n2 не вирівнюються (n1=n2). У цьому випадку відбудеться "чистий" вигин конструкції, а саме крила, що характеризується тим, 3 UA 109226 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 що при додатку навантаження до точки, що знаходиться на осі жорсткості, всі точки цього перерізу крила перемістяться на однакову величину n. Точка додатка навантажуючої сили при виконанні рівності переміщень контрольних точок (n1=n2), відповідно, на носку крила і на хвостовику профілю крила, що розташовані в площині прикладання навантажуючої сили, і є абсцисою центру жорсткості досліджуваного перерізу. Для визначення ординати центру жорсткості навантажуючу силу прикладають до перерізу у напрямку, перпендикулярному виконаному. При переході точки прикладання до крила навантажуючої сили за центр жорсткості досліджуваного перерізу, лінійні переміщення n1 та n2 будуть змінюватися і будуть становити n1