Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата

Реферат: Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата, 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 літальному апараті, що контролюється. Елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування жорсткого типу літального апарата, зазначену проводку системи керування літального апарата жорстко фіксують зі сторони ручки керування літального апарата, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літального апарата збуджують через рульову поверхню з прикладанням навантаження імпульсного типу на вільному кінці останньої. Навантаження імпульсного типу збуджують у виді власних/авторезонансних коливань. UA 79739 U (12) UA 79739 U UA 79739 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 літального апарата, і може бути використана для технічної діагностики жорсткої проводки системи керування літального апарата, переважно безбустерного виконання. 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 вибрано за найближчий аналог (прототип), є спосіб визначення технічного стану конструкції літального апарата, 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, вибраного 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 літальних апаратів 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 літального апарату 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 літального апарату. Суть корисної моделі в способі визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата, 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 літальному апараті, що контролюється, полягає в тому, що елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування жорсткого типу літального апарата, зазначену проводку системи керування літального апарата жорстко фіксують зі сторони ручки керування літального апарата, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літального апарата 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 виді 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 збудливою силою, наприклад, за допомогою електромагнітного вібратора, що має позитивний зворотний зв'язок з датчиком коливань (навантаження імпульсного типу збуджують у вигляді авторезонансних коливань). Для виключення впливу власних/авторезонансних коливань самої рульової поверхні, що має жорсткість на випин 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 частот (заміряної на завідомо неушкодженій системі) і фактичної частоти власних (авторезонансних) коливань системи керування літального апарата в цілому. Контроль усієї системи керування літального апарата в цілому, а не окремих конструктивних елементів, дозволить істотно зменшити час її діагностування на наявність ушкоджень/тріщин. Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата ілюструється за допомогою креслень, де 1 UA 79739 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 на Фіг. 1 подано схему розміщення конструктивних елементів безбустерної системи керування літального апарата на літальному апараті, на Фіг. 2 представлена принципова конструктивно-компонувальна схема безбустерної системи керування літального апарата, на Фіг. 3 подано блок-схему системи збуджування авторезонансних коливань системи керування літального апарата, на Фіг. 4-5 показано схеми збудження коливань системи керування літального апарата за допомогою електромагнітів системи збудження власних/авторезонансних коливань. Запропонований спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата реалізований наступним чином (з використанням обладнання, яке аналогічне указаному в [3], [4]). 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 силопередаючої 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. блок-схему на Фіг. 3) 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 частотоміра 12 з'єднано із записуючою апаратурою 13. Силопередаюча пластина "хомута" 5 встановлюється так, щоб вона знаходилася в щілині між електромагнітами 7 системи 6 збудження власних/авторезонансних коливань на однакових відстанях δ від електромагнітів 7 (див. схеми на Фіг. 4-5). 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 збудливої сили F (униз за схемою на Фіг. 4). Досягши рівноважного положення, коли сили пружності проводки керування будуть дорівнювать 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. 5). Таким чином виникають незатухаючі механічні авторезонансні коливання системи керування і зв'язаної з нею рульової поверхні 4 літального апарата. 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 запропонованого способу дозволить у багато разів зменшити час діагностування всієї проводки керування в цілому. Запропонований спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата може бути реалізований як на літаках, де відсутнє бустерне керування рульовими поверхнями (наприклад стабілізатором, рулем напрямку, елероном), так і на літаках, де бустерне керування застосовується. 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". 2 UA 79739 U 5 10 15 20 Використання способу найбільш ефективно для літальних апаратів у зв'язку з особливою важливістю вирішення проблеми забезпечення безпеки польоту. Використання запропонованого способу визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата забезпечує, у порівнянні з існуючими, наступні переваги: - значне скорочення часу контролю на діагноз технічного стану "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 літального апарата у порівнянні з прототипом досягається за рахунок збудження авторезонансних коливань жорсткої проводки системи керування літального апарата, коли заміряється частота власних (авторезонансних) коливань жорсткої проводки системи керування літального апарата, і де на підставі зменшення частоти коливань (у відповідності до частоти, заміряної на завідомо неушкодженій системі) робиться висновок про появу ушкодження (типу тріщини) в конструктивних елементах жорсткої проводки системи керування літального апарата - в тягах чи качалках. Джерела інформації: 1. А.С. СРСР № 733443 від 1980 p., МПК 7 G 01 Μ 7/00 - аналог. 2. A.C. CPCP № 1261437 від 1986 p., МПК 7 G 01 Μ 7/00 - прототип. 3. A.C. CPCP № 733443 від 1980 p., МПК 7 G 01 Μ 7/00. 4. A.C. CPCP № 1598641. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 35 1. Спосіб визначення технічного стану жорсткої проводки системи керування літального апарата, 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 літальному апараті, що контролюється, який відрізняється тим, що елементи стержневого типу з'єднують між собою в систему керування жорсткого типу літального апарата, зазначену проводку системи керування літального апарата жорстко фіксують зі сторони ручки керування літального апарата, а коливання всієї жорсткої проводки системи керування літального апарата 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 виді власних/авторезонансних коливань. 3 UA 79739 U 4 UA 79739 U 5 UA 79739 U Комп’ютерна верстка С. Чулій 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