СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ПРОЧНОСТНЫХ СВОЙСТВ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2009 года по МПК G01N3/02 G01M7/02 

Изобретение относится к элементам конструкции устройств, в частности крыла летательного аппарата, и может быть использовано для контроля его прочностных свойств путем замера вибраций консоли крыла непосредственно в полете.

В настоящее время известно устройство для сигнализации предельных параметров вибрации для вибродиагностики роторных машин /1/.

Данное устройство направлено на повышение достоверности контроля предельных параметров вибрации газотурбинных двигателей. В рассматриваемом нами случае необходимо контролировать жесткость балки-крыла. Особенностью контроля является то, что разрушение балки, в отличие от разрушения вращающегося ротора, не сопровождается повышением уровня вибрации. Поэтому методы контроля уровня вибрации, применяемые для контроля роторных машин, не пригодны для контроля жесткости крыла.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является виброметр скорости ИВ-200 /2/, /3/ (прототип), который обеспечивает непрерывный контроль скорости вибрации двигателя и выдает сигналы о повышенной и опасной вибрации в случаях превышения ее значения выше установленной нормы.

По назначению и конструктивной схеме ИВ-200 близок к аналогу /1/ и обладает теми же недостатками. Главным из них является то, что в зависимости от модификации ИВ-200 измеряет либо уровень вибрации, либо скорость вибрации опор роторной машины. Изменение этих показателей является признаком отказа авиадвигателя и предшествует его разрушению.

Прочность крыла невозможно оценивать через показатель скорости вибрации, так как даже при снижении жесткости крыла до критического значения скорость вибрации зависит только от внешних возмущающих факторов. Кроме того, ИВ-200 решает задачу контроля авиадвигателя в полете, тогда как на основе оценки жесткости крыла должна решаться задача о возможности допуска воздушного судна в очередной полет. Таким образом, алгоритм работы, на котором основан ИВ-200, не позволяет решить задачу по оценке жесткости крыла.

Задача, на решение которой направлено заявляемое решение, заключается в повышении достоверности контроля прочностных свойств крыла летательного аппарата и предотвращении разрушения крыла в полете.

Суть изобретения состоит в том, что с помощью штатного оборудования самолета в полете измеряется первый тон крыла для оценки жесткости на изгибные колебания и предотвращения выпуска в полет самолета с критическим износом конструкции планера.

Наиболее актуально раннее предупреждение разрушения силовых элементов крыла. Известно, что в процессе эксплуатации самолета колебания крыла, статические нагрузки на него, коррозия силовых элементов конструкции и другие внешние причины вызывают постепенное снижение жесткости крыла самолета. Неконтролируемое снижение жесткости крыла может привести к полному его разрушению. Разрушение силовой конструкции крыла воздушного судна в полете невозможно парировать усилиями экипажа и всегда заканчивается авиационным происшествием с многочисленными человеческими жертвами. В настоящее время для предупреждения разрушения конструкции планера периодически проводят профилактические осмотры. Однако дефектация крыла крайне затруднена сложностью доступа к силовым элементам. Чаще всего осмотр крыла может быть проведен только с внешней стороны обшивки. Это позволяет обнаруживать явные признаки остаточной деформации крыла и наружные трещины, но не решает задачи обнаружения скрытых разрушений. Разборка крыла для осмотра его силовых элементов требует значительных материальных затрат.

Принцип работы предлагаемой системы описывается следующим алгоритмом.

Известно, что в полете и при рулении по неровностям аэродрома могут возникнуть свободные (собственные) и, чаще всего, несвободные колебания частей планера. Собственные колебания крыла большого удлинения, заделанного в фюзеляж, характеризуются изгибными и крутильными колебаниями. Эти колебания совместны, так как линии центров тяжестей и жесткостей крыла обычно не совпадают. Возникновение изгибных колебаний вызовет крутильные и наоборот. Частоты собственных крутильных колебаний крыла на порядок больше, чем соответственные частоты изгибных колебаний. Для оценки жесткости крыла достаточно рассмотреть только изгибные колебания крыла в вертикальной строительной плоскости самолета (фиг.1). Поэтому далее будем считать эти изгибные колебания раздельными, т.е. независящими от крутильных колебаний крыла.

Крыло представляет собой систему с распределенными массами и жесткостями и поэтому характеризуется бесконечным числом основных форм, частот и тонов изгибных колебаний.

Прогибы крыла, возникающие при собственных незатухающих колебаниях, могут быть представлены в виде суммы основных тонов

Функции Y₁(z), Y₂(z), ... называют первой, второй и т.д. основной формой собственных изгибных колебаний, а произведения

первым, вторым тонами изгибных колебаний крыла (в порядке возрастания частот собственных изгибных колебаний Ω_иi). Сдвиги фаз ε_i и постоянные А_ci зависят от начальных условий.

Первая, вторая и третья формы изгибных колебаний консоли крыла, защемленной в фюзеляже, показаны на фиг.2.

Формы и частоты собственных изгибных колебаний можно определить, если подставить y(z,t) в дифференциальное уравнение колеблющейся консольной балки /5/:

где E - модуль упругости материала, принятого за основной; I - момент инерции редуцированного сечения крыла относительно нейтральной оси; EI - жесткость на изгиб.

Если предположить постоянство по размаху изгибной жесткости EI=const и погонной массы крыла m(z)=const, то частота собственных изгибных колебаний крыла по первому тону равна:

по второму тону -

где l_k - длина крыла.

Погонная масса крыла m зависит от уровня топлива в крыльевых баках. По мере выработки топлива в полете частота первого тона увеличивается. С увеличением длины консоли l_k и погонной массы m частота собственных колебаний уменьшается. Этим, в частности, объясняется отличие в частотах крыльев тяжелых самолетов от крыльев легких самолетов. Так, частота собственных изгибных колебаний по первому тону для крыла маневренных самолетов соответственно равна 5...10 Гц, а для крыла неманевренных самолетов - 1...3 Гц.

Таким образом, для самолета конкретного типа при постоянном значении l_k частота первого тона пропорциональна жесткости крыла на изгиб:

где - коэффициент пропорциональности;

m_ЛА(M_k) - условная погонная масса, определяемая конструкцией крыла данного типа летательного аппарата (ЛА) и функционально зависящая от массы топлива в крыльевых баках М_k.

Из (1) очевидны следующие соотношения:

1. Если измерять Ω_и1 левого и правого крыла на протяжении нескольких полетов, то в разных полетах при M_k=const, Ω_и1=const. При снижении жесткости крыла на изгиб Ω_и1 уменьшается. В частности Ω_и1 уменьшается при боевых повреждениях крыла.

2. У нового самолета Ω_и1 левого и правого крыла должны быть примерно равны при любых М_k, ввиду симметрии конструкции летательного аппарата.

Если измерять Ω_и1 в каждом полете сразу после взлета, когда крыльевые топливные баки полны и условия измерения примерно постоянны (М_k≈const), то для самолета, имеющего достаточную изгибную жесткость крыльев, должны выполняться соотношения:

где Ω_и1л - частота первого тона левого крыла;

Ω_и1п - частота первого тона правого крыла;

С₁ - предельно допустимое по изгибной жесткости значение отклонения частоты первого тона крыла для данного типа ЛА.

В процессе эксплуатации воздушного судна снижение изгибной жесткости левого и правого крыла не может происходить симметрично, поэтому при достижении предельно допустимых усталостных разрушений крыла будет выполняться неравенство:

где С₂ - предельно допустимое значение несимметричности первого тона изгибных колебаний крыла для данного типа ЛА.

Коэффициенты С₁ и С₂ определяются опытным путем при выполнении летных испытаний самолета данного типа.

Таким образом, весьма актуальной практической задачей является измерение Ω_и1л и Ω_и1п и периодический наземный контроль выполнения соотношений (2) и (3). Оценка и контроль изгибной жесткости крыла позволяет экономить значительные средства на планово-предупредительных и ремонтных мероприятиях, снизить стоимость авиационных перевозок и повысить безопасность полетов.

В полете на самолет действуют колебания турбулентной атмосферы. Для крыла они являются вынужденными колебаниями. Порывы воздуха часто имеют циклический характер с переменной случайной скоростью вертикальных порывов W_y(x) по направлению полета. На участке полета продолжительностью T_оц между точками пространства х₁ и х₂ функцию вертикальной скорости турбулентной атмосферы W_y(x) можно аппроксимировать суммой гармоник

где , х₁≤x≤x₂; l_i - пространственная протяженность периода W_yi гармоники колебания турбулентной атмосферы; A_yi - амплитуда W_yi гармоники колебания турбулентной атмосферы. Самолет проходит участок полета от x₁ до x₂ со средней скоростью полета V. Поскольку x=Vt, получаем следующее выражение для W_yi:

где ω_yi частота воздействия порывов воздуха на крыло.

Действие переменных порывов воздуха приведет к возникновению дополнительной переменной погонной воздушной нагрузки и вынужденным колебаниям крыла с частотой ω_yi:

где - производная коэффициента подъемной силы крыла; ρ - плотность воздуха; b(z) - величина хорды в текущем сечении.

Движение конца крыла под действием вынужденных колебаний можно представить выражением

где A_вi - амплитуда возбуждающих колебаний текущей гармоники ω_yi; ε_yi - фазовый сдвиг ω_yi; Ф_k1(ω) - амплитудно-частотная характеристика (АЧХ) крыла по первому тону.

Амплитуда возбуждающих колебаний текущей гармоники A_вi, , это постоянная величина на протяжении рассматриваемого участка полета от x₁ до х₂. Ее значение зависит от турбулентности атмосферы на этом участке полета. Поскольку турбулентность атмосферы носит случайный, нерегулярный характер, то у гармоник W_yi, близких по величине к Ω_и1, амплитуды A_вi будут примерно одинаковы. То есть, шумы атмосферы, воздействующие на крыло в полете, можно аппроксимировать белым шумом.

Непрерывная функция обладает следующими основными свойствами:

Изгибные колебания крыла по первому тону с достаточной степенью приближенности можно описать звеном второго порядка. В этом случае АЧХ крыла по первому тону можно выразить аналитически:

где Ω_{k1 -} частота среза и ξ_{k1 -} декремент затухания собственных колебаний крыла по первому тону.

Явление резонанса крыла может наступать только в случае, если 0<ξ_k1<0.7. Для этого диапазона ξ_k1 будут выполняться следующие соотношения:

Примерный вид АЧХ крыла по первому тону при Ω_и1=11.37, Ω_k1=12.56 (2 Гц) и ξ_k1=0.3 показан на фиг.3.

Если на произвольном участке полета момента времени t₁ на протяжении T_оц записать сигнал y(l_k,t), а затем разложить его в ряд Фурье, то получим диаграмму, подобную изображенной на фиг.3. Максимум этой диаграммы соответствует Ω_и1. Теоретически для получения всех частотных составляющих сигналов необходимо, чтобы период оценивания Т_оц был равен бесконечности. Практически, поскольку нас интересует только максимум Ω_и1 и частоты вблизи него достаточно, чтобы продолжительность Т_оц составляла 2-3 минуты.

Для измерения колебаний крыла на концах левого и правого крыла предлагается установить два дополнительных датчика вибраций (акселерометра). При прямолинейном полете в турбулентной атмосфере их показания будут равны:

где - ускорение конца левого крыла; - ускорение конца правого крыла; Y - подъемная сила; G - вес самолета; ϑ - угол тангажа, т.е. угол между продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью; n_y - показания штатного датчика вибрации, установленного в центре масс самолета (ц.м.); n_ул - показания датчика вибрации на левом крыле; n_уп - показания датчика вибрации на правом крыле.

Оценим примерное значение перегрузки, измеряемой датчиком вибрации на конце крыла. Пусть конец крыла под действием турбулентной атмосферы совершает гармонические колебания с частотой первого тона y(l_k,t)=A _Ωи1sin( Ω_и1t). Тогда показания датчика вибрации на конце крыла будут равны

Если A _Ωи1=0.1 м, Ω_и1=6.28 (1 Гц), то пиковое значение n_yк=3.9 ед. Это на два порядка превышает пороговую чувствительность авиационных акселерометров.

Наличие на борту трех датчиков вибрации позволяет записать на участке полета от t₁ до t₁+Т_оц, для последующей обработки на земле два сигнала:

После записи на борту сигналы (7) будут представлены в дискретном виде:

где Т - период дискретизации; - число точек измерения.

Технологически невозможно изготовить акселерометры, выдающие одинаковый выходной сигнал в спокойном состоянии, поэтому сигналы (8) будут содержать постоянную составляющую. Наличие постоянной погрешности в сигналах (8) недопустимо, так как для вычисления функций колебания крыла необходимо выполнить двойное интегрирование. Чтобы избежать погрешности необходимо вычислить поправки:

Выполнив первое интегрирование сигналов (8), получим скорость концов крыла. В дискретном виде интегрирование выполняется суммированием:

После этого выполняется второе интегрирование:

Сигналы (9), полученные на интервале Т_оц, раскладываются в ряды Фурье с шагом Ω_ш методом Дискретного Преобразования Фурье (ДПФ) для построения АЧХ отдельно левого и правого крыльев. Число шагов определяется необходимой точностью измерений Ω_и1Л и Ω_и1П. Минимальная частота гармоники исходного сигнала, амплитуду которой можно найти методом ДПФ, зависит от Т_оц:

Максимальная частота, для которой целесообразно строить АЧХ, определяется практическими соображениями и равна примерно 10 Гц.

При ДПФ амплитуда каждой гармоники ω_i= Ω_min+ Ω_шi, составляющей АЧХ данного сигнала, определяется алгоритмом, выполняемым отдельно для левого и правого крыла:

где - канал синусного опорного сигнала;

- канал косинусного опорного сигнала;

- число точек, составляющих целое число периодов ω_i, помещающихся в N отсчетах входного сигнала;

- вещественное число отсчетов, приходящихся на период гармоники ω_i;

Int - функция, выделяющая целую часть вещественного числа.

На фиг.1 представлены изгибные колебания крыла в вертикальной строительной плоскости самолета, на фиг.2 - первая, вторая и третья формы изгибных колебаний консоли крыла, на фиг.3 представлен примерный вид АЧХ крыла по первому тону при Ω_и1=11.37, Ω_к1=12.56 (2 Гц) и ξ_к1=0.3, на фиг.4 представлена блок-схема предлагаемой системы; на фиг.5 - схема устройства управления, на фиг.6 - размещение датчиков вибраций (акселерометров) на борту самолета; на фиг.7 - диаграммы работы системы.

Система включает в себя три датчика вибраций 1, 2 и 3; коммутатор аналоговых сигналов для подключения датчиков к аналогово-цифровому преобразователю - 4; аналогово-цифровой преобразователь - 5; три параллельных регистра - 6, 7 и 8; два сумматора - 9 и 10; два оперативных запоминающих устройства - 11 и 12; устройство управления - 13 и счетчик модификации адреса - 14.

Датчики вибрации 1, 2 и 3 являются стандартными авиационными акселерометрами типа МП-95, применяемыми в бортовых устройствах регистрации параметров полета типа Тестер У-З, и описаны в техническом описании этой системы и в литературе /2/, /3/.

Аналогово-цифровой преобразователь 4, регистры приема и передачи информации 6, 7, 8, сумматоры 9 и 10, запоминающие устройства - 11 и 12 представляют собой серийные устройства и описаны в литературе /5/.

Устройство управления - 13, состоит из генератора прямоугольных импульсов 18, двухразрядного счетчика 16 со схемой управления 15 и дешифратора 17.

Коммутатор аналоговых сигналов и генератор прямоугольных импульсов - это типовые устройства, применяемые в микропроцессорной технике и, в частности, в бортовых устройствах регистрации типа Тестер У-З /4/.

Прямоугольные импульсы генератора 18 непрерывно поступают на счетчик 16 с момента подачи питания в устройство. Схема управления 15 реализована на типовых логических элементах И-НЕ /6/. По мере поступления импульсов счетчик циклически выдает повторяющуюся последовательность кодовых комбинаций: 00, 01, 10 и 11 с момента запуска устройства в работу комбинацией сигналов «Шасси убраны» и «Закрылки убраны» или сигналом «Ручной запуск». Остановка счетчика 16 осуществляется сигналом переполнения счетчика модификации адреса - сигналом "Останов". В зависимости от текущего значения кодовой комбинации на выходе счетчика с выхода дешифратора в устройство поступает один из сигналов управления S1-S4. Счетчик и дешифратор - это также типовые изделия, применяющиеся в электронной технике /6/.

Счетчик модификации адреса - 14 аналогичен счетчику устройства управления и отличается только числом разрядов. Число разрядов счетчика модификации адресов равно числу разрядов шины адресов ОЗУ.

Система для записи на борту показаний датчиков вибрации работает только при наборе высоты и запускается в работу постоянными логическими сигналами "Шасси убраны", "Закрылки убраны". Система решает в цикле выражение (7) и записывает результаты (8) в запоминающие устройства 11 и 12 в дискретном виде с периодом Т. После заполнения запоминающих устройств проходит сигнал "Переполнение счетчика модификации адреса" и система останавливается. На земле происходит вычисление по алгоритмам (9)-(12) и оценка Ω_и1Л и Ω_и1П. Результаты оценки накапливаются по множеству в группе обслуживания средств объективного контроля для статистической оценки снижения жесткости крыла на изгиб в процессе эксплуатации согласно выражениям (2) и (3). Перед полетом система приводится в готовность сигналом "Ручной сброс". Для проверки работоспособности на земле систему можно принудительно запустить в работу сигналом "Ручной запуск".

Особенностью технической реализации системы является то, что частота дискретизации показаний акселерометров

должна составлять не менее 50-100 Гц. Это вызвано тем, что при меньших частотах опроса высокочастотные максимумы частот собственных колебаний (крутильных колебаний крыла, II тона изгибных колебаний крыла, датчика вибрации и др.) смещается в низкочастотную область спектра. Это может вызвать ошибки при оценке Ω_и1Л и Ω_и1П. Техническая реализация системы с такой рабочей частотой не является проблемой. Аналогичное двухканальное устройство для записи звуковых сигналов в дискретном виде на персональный компьютер работает с частотой 44 кГц.

Порядок работы системы следующий:

1. По переднему фронту сигнала S1 происходит подключение датчика вибрации 1 ко входу аналого-цифрового преобразователя (АЦП) 5 через коммутатор аналоговых сигналов 4. Выходной сигнал АЦП 5 в виде параллельного кода поступает на входы регистров 6, 7 и 8. По заднему фронту сигнала S1 происходит запись выходного сигнала АЦП 5 в регистр 6 и модификация адреса в счетчике 14 (код адреса увеличивается на +1).

2. По переднему фронту сигнала S2 датчик вибрации 2 подключается ко входу АЦП 5 через коммутатор аналоговых сигналов 4 и запускается АЦП 5. По заднему фронту S2 выходной сигнал АЦП 5 записывается в регистр 7. После записи кодов в регистры 6 и 7 происходит сложение прямого кода из регистра 6 с дополнительным кодом регистра 7 в комбинационном параллельном асинхронном сумматоре 9, т.е. вычитание сигналов в регистрах 6 и 7 в дополнительном коде. Выходной сигнал сумматора 9 в виде параллельного кода поступает на вход оперативного запоминающего устройства (ОЗУ) 11.

3. По переднему фронту сигнала S3 происходит подключение датчика вибрации 3 ко входу АЦП 5 через коммутатор аналоговых сигналов 4 и запускается АЦП 5. По заднему фронту S3 выходной сигнал АЦП 5 записывается в регистр 8. Одновременно по заднему фронту сигнала S3 происходит запись выходного сигнала сумматора 9 в ОЗУ 11 по адресу, хранимому в счетчике 14. После записи кода в регистр 8 происходит вычитание из него регистра 7 в дополнительном коде комбинационным асинхронным сумматором 10 (аналогично сумматору 9). Выходной сигнал сумматора 10 поступает на вход правого ОЗУ 12.

4. По заднему фронту сигнала S4 выходной сигнал сумматора 10 записывается в ОЗУ 12 по адресу, хранимому в счетчике 14. После этого цикл повторяется.

Запуск системы осуществляется по прохождению однократного импульса "Ручной Сброс", обнуляющего счетчик модификации адреса и подачи на вход системы постоянных сигналов "Шасси убраны" и "Закрылки убраны". Работа системы прекращается по заполнению ОЗУ, о чем свидетельствует сигнал "Переполнение счетчика модификации адреса".

После полета данные ОЗУ переписываются для обработки в наземной ЭВМ.

Литература

1. «Устройство для сигнализации предельных параметров вибрации». Дата публикации: 1995.10.10; Регистрационный номер заявки: 92008516/06; Дата подачи заявки: 1992.11.25; Опубликовано: 1995.10.10; (19) RU (11) 2045751 (13) C1 (51) 6 G01M 7/02. Имя изобретателя: Колесник В.П. Имя патентообладателя: Санкт-Петербургский опытный завод "Прибор". Статус по данным на 28.03 2007 г. - прекратил действие.

2. Глухов В.В., Синдеев И.М., Шемаханов М.М. Авиационное и радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов: Учеб. пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1983. - 74-76, (протопип).

3. Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы: Учебн. Для вузов / Под ред. В.Г.Воробьева. - М.: Траспорт, 1992. - С.104-108, (прототип).

4. Авиационные приборы / Под ред. С.С.Дорофеева. - М.: Военное издательство, 1992. - с.373-405.

5. Стрыгин В.В., Шарев Л.С. Основы вычислительной, микропроцессорной технике и программирования: Учебник для учащихся техникумов. - 2-ое изд., перераб и доп. - М.: Высшая школа., 1989, с.225, 92, 108, 149, 74, 98, 103.

Изобретение относится к контрольно-измерительной технике, в частности, крыла самолета и может быть использовано для контроля прочностных свойств путем замера вибраций консоли крыла непосредственно в полете. Устройство включает в себя три акселерометра, коммутатор аналоговых сигналов для подключения акселерометров к аналогово-цифровому преобразователю, аналогово-цифровой преобразователь, три параллельных регистра, два сумматора, два запоминающих устройства, устройство управления и счетчик модификации адреса. Акселерометры устанавливаются на правой, левой консолях крыла и в центре масс летательного аппарата для параметрического оценивания жесткости крыла на изгиб в процессе летной эксплуатации. Сигналы с акселерометров поступают на устройство для записи. На земле происходит вычисление и оценка частот собственных изгибных колебаний левого и правого крыла. Результаты оценки накапливаются по множеству в группе обслуживания средств объективного контроля для статистической оценки снижения жесткости крыла на изгиб в процессе эксплуатации. Технический результат заключается в возможности контроля прочностных свойств путем замера вибраций консоли крыла непосредственно в полете и в повышении достоверности контроля. 7 ил.

Система контроля прочностных свойств крыла летательного аппарата, содержащая три датчика вибраций, установленных в центре масс и на консолях левой и правой плоскостей крыла, коммутатор аналоговых сигналов, аналогово-цифровой преобразователь, три параллельных регистра, два сумматора, два оперативных запоминающих устройства, счетчик модификации адреса и устройство управления, причем выходные сигналы с датчиков вибраций через коммутатор поступают на первый вход аналогово-цифрового преобразователя, выход которого непосредственно связан с первыми входами регистров, выход первого регистра связан с первым входом первого сумматора, выход третьего регистра - с первым входом второго сумматора, а выход второго регистра - со вторыми входами сумматоров, на первые два входа первого оперативного запоминающего устройства поступают сигналы из первого сумматора и счетчика модификации адреса, на первые два входа второго оперативно-запоминающего устройства - сигналы со второго сумматора и также счетчика модификации адреса, а на третьи входы оперативных запоминающих устройств, четвертый вход коммутатора, вторые входы аналогово-цифрового преобразователя и регистров, вход счетчика модификации адреса поступают сигналы управления с выхода устройства управления, кроме того, система, запускающаяся в работу только при наборе высоты постоянными логическими элементами «Шасси убраны», «Закрылки убраны» или сигналом «Ручной запуск», поступающими от концевых выключателей и кнопки на соответствующие входы устройства управления, четвертый вход устройства управления соединен с выходом счетчика модификации адреса для остановки работы системы после его переполнения по сигналу «Останов.», а на второй вход счетчика модификации адреса поступает сигнал «Ручной сброс» для приведения в готовность системы перед полетом.