Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті

Реферат: Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, при якому заміряють перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, на кінцевих частинах стабілізатора і кіля, по величині якого судять про навантаження і дефектність конструкції. Підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата і на закінцівках крила величини перевантажень. Визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням сумарної величини перевантаження. Визначають положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначених попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила. UA 73939 U (12) UA 73939 U UA 73939 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема, до способів неруйнівного контролю, переважно, до способів технічної діагностики авіаційних конструкцій, а саме, до способів визначення фактичної залишкової міцності (несучої здатності) конструкції планера літального апарата, переважно крила літального апарата, що має ушкодження або часткові руйнування своїх силових елементів (включаючи бойові ушкодження). Відомий спосіб визначення наявності ушкодження в силових елементах конструкції, при якому збуджуються резонансні коливання і вимірюються частоти резонансних 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, замірять 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 привести 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. Найбільш близьким технічним рішенням, як по суті, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, при якому заміряють перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, на кінцевих частинах стабілізатора і кіля, по величині якого судять про навантаження і дефектність конструкції [4]. Недоліком способу, вибраного за найближчий аналог (прототип), є те, що в польоті визначається тільки наявність ушкодження в конструкції, визначивши яке неможливо кількісно визначити 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. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом введення у діагностичний процес визначення частот власних/авторезонансних коливань консольно закріплених конструкцій літака нових операцій забезпечити підвищення оперативності і ефективності визначення залишкової міцності конструкції літального апарата (насамперед літака) безпосередньо в умовах польоту. 1 UA 73939 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Суть корисної моделі в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, при якому заміряють перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, на кінцевих частинах стабілізатора і кіля, по величині якого судять про навантаження і дефектність конструкції, полягає в тому, що підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата і на закінцівках крила величини перевантажень, визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням сумарної величини перевантаження, визначають положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначених попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила, а про рівень залишкової міцності конструкції і, як наслідок, її технічного стану судять по положенню фактичної частоти власних/авторезонансних коливань, обмірюваної в умовах конкретного польоту щодо крайніх значень частот власних/авторезонансних коливань діапазону - максимальної і мінімальної, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань відповідає мінімально припустимому рівню залишкової міцності. Рішення технічної задачі, поставленої в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті (що заявляється), дійсно можливо тому, що: - шляхом виміру перевантаження на закінцівках крила і у центрі мас літального апарата забезпечується збільшення діагностованих точок конструкції, які коливаються в польоті; - шляхом підсумовування обмірюваних величин перевантажень забезпечують визначення фактичної частоти власних коливань крила за абсолютним значенням сумарної величини перевантаження; - шляхом попереднього визначення на землі діапазону частот власних/авторезонансних коливань конструкцій і відповідних їм руйнівних навантажень для безлічі ушкоджених станів забезпечують по величині фактичної частоти власних/авторезонансних коливань, заміряної в конкретному польоті, що лежить у діапазоні експериментально отриманої залежності частоти власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівним навантаженням, визначити величину залишкової міцності конструкції з ушкодженнями, отриманими в умовах даного польоту; - шляхом аналізу в польоті величин (фактичних заміряних у польоті) частот власних/авторезонансних коливань із певним на землі діапазоном частот і руйнівних навантажень, у яких мінімальна частота власних коливань відповідає мінімально припустимій залишковій міцності, забезпечують зниження навантажень на ушкоджені конструкції літального апарата шляхом зміни в меншу сторону експлуатаційних характеристик літального апарата швидкості, перевантаження, маневрених навантажень тощо. Таким чином спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, що заявляється, відповідає критерію корисної моделі «новизна». Суть корисної моделі пояснюється кресленнями де на Фіг. 1, 2 представлена схема розташування датчиків перевантажень на консольно закріплених конструктивних елементах планера літального апарата (літака), на Фіг. 3 показана схема амплітуд коливань консольно закріпленої конструкції планера літального апарата - крила, на Фіг. 4 представлена схема реалізації способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, що заявляється, шляхом виділення частоти власних коливань із вібропереміщень крила і центра мас літального апарата (літака) та перерахунку частоти власних коливань у залишкову міцність, на Фіг. 5 представлена номограма визначення залишкової міцності по частоті власних/авторезонансних коливань. Суть корисної моделі в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті (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). 2 UA 73939 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Визначення фактичних частої 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 фактичній залишковій міцності конструкції з ушкодженнями. Відповідно до зазначених вище теоретичних положень спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, що заявляється, реалізовано таким чином. Перезавантажувальні датчики D1, D2 і D3 (див. схеми на Фіг. 1-3) установлюють відповідно в центрі мас (позиція «ЦМ») літака 1, у середній частині 2 і на кінцевій частині (позиція 3) крила 4 у зоні максимальних амплітуд коливань (див. схему на Фіг. 3). Для тарування вібропереміщень центра мас (позиція «ЦМ») і закінцівки (позиція 3) крила 4 виконують політ на свідомо неушкодженому літаку 1, приймаючи параметри перевантажень n у цьому польоті за еталонні. При цьому в еталонному польоті вимірюють величини перевантажень n у контрольних точках (у центрі мас літака і на закінцівці крила) - nц.м. і nкр. від дії збурюючої сили q (див. схему на Фіг. 4). 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. Для перерахування фактичних частот власних/авторезонансних коливань конструкції (обумовлених у польоті по викладеній вище методиці) у залишкову міцність конструкції, 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 коливань від рівня величини руйнівного навантаження при внесеному рівні (величині) ушкодження. При частотних випробуваннях за допомогою силозбуджувачів, наприклад, по [5], збуджують коливання і фіксують їх за допомогою, наприклад, електронно-рахункового частотоміра. Частотні випробування проводять таким чином, що спочатку контролюють конструкцію, 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 гранично-припустимому 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 i-тому етапі перед руйнуванням частоти власних/авторезонансних коливань fмін. будуть відповідати мінімально припустимому рівню залишкової міцності Nмін.. А отриманий таким чином діапазон частот власних/авторезонансних коливань буде відповідати міцності конструкції N у межах від максимальної частоти 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). 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. 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. 5) або за допомогою бортової ЕОМ, в пам'ять якої внесена зазначена вище методика (див. схему на Фіг. 4). 3 UA 73939 U 5 10 15 20 Використання в способі визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті (що заявляється) залежності частоти власних/авторезонансних коливань від величини руйнівного навантаження, представленої у вигляді діапазону частот і руйнівних навантажень, дозволяє визначати залишкову міцність конструкції, що одержала ушкодження (включаючи бойові) безпосередньо в польоті і, таким чином, вчасно вжити заходів до запобігання руйнуванню літального апарата від перевищення ЛТХ. У результаті підвищується безпека польотів. Підвищення ефективності застосування способу визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається шляхом введення у діагностичний процес визначення частот власних/авторезонансних коливань консольно закріплених конструкцій літака нових операцій забезпечити підвищення оперативності і ефективності визначення залишкової міцності конструкції літального апарата (насамперед літака) безпосередньо в умовах польоту. Источники информации: 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 № 733443 від 07.01.1980 року, МПК 6 G01М 7/00. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 35 Спосіб визначення залишкової міцності конструкції літального апарата в польоті, при якому заміряють перевантаження в центрі мас літального апарата, на кінцевій і середній частинах крила, на кінцевих частинах стабілізатора і кіля, по величині якого судять про навантаження і дефектність конструкції, який відрізняється тим, що підсумовують обмірювані в центрі мас літального апарата і на закінцівках крила величини перевантажень, визначають фактичну частоту власних/авторезонансних коливань крила за абсолютним значенням сумарної величини перевантаження, визначають положення цієї фактичної частоти власних/авторезонансних коливань у діапазоні частот власних/авторезонансних коливань і відповідних їм руйнівних навантажень, визначених попередньо на землі для безлічі ушкоджених станів аналогічного крила, а про рівень залишкової міцності конструкції і, як наслідок, її технічного стану судять по положенню фактичної частоти власних/авторезонансних коливань, обмірюваної в умовах конкретного польоту щодо крайніх значень частот власних/авторезонансних коливань діапазону - максимальної і мінімальної, у якому мінімальна частота власних/авторезонансних коливань відповідає мінімально припустимому рівню залишкової міцності. 4 UA 73939 U 5 UA 73939 U Комп’ютерна верстка І. Скворцова 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 6